FR2991299A1 - Systeme spatial a orbite heliosynchrone retrograde. - Google Patents

Abstract

Un système spatial (10) comprenant au moins un satellite (12) ayant une même orbite (16) elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre, l'orbite (16) étant d'une part comprise dans un plan orbital (Po) d'angle d'inclinaison (i) compris entre 114° et 118°, et d'autre part présentant un demi-grand axe (dga) de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et une ou plusieurs stations terrestres (14) configurées pour détecter des mouvements de l'au moins un satellite (12) et pour communiquer avec l'au moins un satellite (12). L'orbite (16) du au moins un satellite (12) présente un argument du périgée (omega) compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°.

Description

Système spatial à orbite héliosynchrone rétrograde La présente invention concerne les systèmes satellitaires terrestres qui utilisent un ou plusieurs satellites évoluant sur des orbites elliptiques héliosynchrones. Plus particulièrement, l'invention concerne un système spatial comprenant : - au moins un satellite décrivant une orbite elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre, l'orbite étant d'une part comprise dans un plan orbital d'angle d'inclinaison compris entre 114° et 118°, et d'autre part présentant un demi-grand axe de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et - une ou plusieurs stations terrestres configurées pour détecter des mouvements de l'au moins un satellite et pour communiquer avec l'au moins un satellite. Une application préférée de l'invention concerne l'observation de la Terre, par exemple à l'aide d'un imageur fonctionnant dans le domaine spectral visible. L'utilisation d'orbites elliptiques allongées inclinées ayant des apogées supérieures à 30 000 km, comme par exemple celle des orbites Molnya et Sycomores, est connue.

Ces orbites sont particulièrement adaptées pour des missions de télécommunication et de radiodiffusion couvrant des zones de couverture, situées à des moyennes latitudes, c'est-à-dire entre 30 et 60 degrés. L'utilisation d'orbites elliptiques inclinées ayant des apogées inférieures à 10 000 km est également connue, dans le cadre par exemple du système spatial de télécommunication avec des téléphones mobiles, dénommé Ellipso et décrit dans la demande de brevet US 5, 582, 367. Les orbites du système Ellipso autorisent, pour un terminal situé à une latitude moyenne dans des zones de couvertures revisitées à intervalle régulier et correspondant à des pointes de trafic connues à l'avance, l'offre d'une durée de communication, en terme de garantie d'un angle d'élévation minimal du satellite par rapport au terminal, plus importante lorsque le satellite passe à l'apogée de l'orbite au dessus de ladite zone. Les orbites elliptiques du système Ellipso ont été choisies héliosynchrones pour simplifier la conception des satellites. Les orbites elliptiques héliosynchrones du système Ellipso ont été choisies rétrogrades avec un angle d'inclinaison égal à +116°± 2°, de manière à bénéficier de la correction naturelle de la dérive du périgée, causée par le terme de deuxième ordre du potentiel gravitationnel terrestre, et rendant le sens de rotation du noeud ascendant de l'orbite compatible avec le sens de rotation de la Terre autour du soleil. Il est à remarquer que les orbites décrites dans le document US 5, 582, 367 permettraient, pour un système satellitaire d'observation, d'obtenir une observation privilégiée de certains points de la surface terrestre, de disposer de bonnes performances de revisite de ces points, de bénéficier de conditions d'éclairement maîtrisables. Avec de telles orbites le temps de la prise de vue ou/et la fréquence d'observation d'un même point géographique sont augmentés. Les orbites elliptiques héliosynchrones rétrogrades du système Ellipso avec un angle d'inclinaison égal â +116°± 2° décrites dans le document US 5, 582, 367 présentent toutes des valeurs d'argument de périgée voisines de 270°. Ces valeurs de périgée qui se traduisent par une forte exposition du satellite aux radiations, diminuent sensiblement la durée de vie opérationnelle du satellite et/ou imposent des épaisseurs de blindage rédhibitoires des équipements du satellite sensibles au rayonnement ionisant. Le but de l'invention est d'augmenter la durée de vie d'un satellite et/ou de diminuer des épaisseurs de blindage des équipements du satellite sensibles au rayonnement ionisant, en assurant une visibilité privilégiée en terme d'angle d'élévation de certains points de la surface terrestre, de bonnes performances de revisite de ces points, et des conditions d'éclairement maîtrisables. A cet effet, l'invention concerne un système spatial du type précité, caractérisé en ce que l'orbite du au moins un satellite présente un argument du périgée compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°. Selon d'autres môdes de réalisation, l'invention comprend une ou plusieurs des caractéristique(s) suivante(s), prise(s) isolément ou selon toute(s) combinaison(s) techniquement possible(s) : - la longueur du demi-grand axe de l'orbite d'au moins un satellite vaut 10185 km, et l'argument du périgée de l'orbite vaut 338° ou 202°; - le système spatial comprend un unique satellite ; - le système spatial comprend au moins deux satellites et les satellites sont temporellement déphasés entre eux le long de l'orbite ; - le système spatial comprend au moins deux satellites décrivant chacun une orbite elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre comprise dans un plan orbital d'angle d'inclinaison compris entre 114° et 118°, présentant un demi-grand axe de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et présentant un argument du périgée compris entre 305° et 338°, et en ce que lesdites orbites sont comprises dans des plans orbitaux respectifs distincts deux à deux ; - chaque satellite comprend des équipements sensibles aux rayonnements ionisants, et au moins une partie des équipements sensibles aux rayonnements ionisants comportent un blindage métallique d'une épaisseur inférieure ou égale à 12 mm ; - le blindage des équipements sensibles aux rayonnements ionisants est réalisé à partir d'aluminium ; - chaque satellite est un satellite d'observation ayant un dispositif d'imagerie pour la réalisation d'images dans le domaine spectral visible ; et - l'orbite d'au moins un satellite présente un argument du périgée compris entre 305° et 338°. En outre, l'invention a également pour objet un procédé de mise à poste et de maintien en orbite d'un satellite d'un système spatial tel que défini ci-dessus, comprenant : - une étape de propulsion par un lanceur d'un satellite sur une orbite elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre, l'orbite étant comprise dans un plan orbital d'angle d'inclinaison compris entre 114° et 118°, présentant un demi-grand axe de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et un argument du périgée compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°, - une étape de surveillance par une ou plusieurs stations terrestres de la trajectoire du satellite, - une étape d'envoi par les stations terrestres au satellite de commandes de corrections de trajectoires pour le maintien du satellite sur l'orbite, et - une étape d'exécution par le satellite des commandes de corrections de trajectoire. Selon un autre mode de réalisation, le procédé selon l'invention comprend la caractéristique suivante : la longueur du demi-grand axe de l'orbite est égale à 10185 km, et l'argument du périgée de l'orbite est égal à 338° ou 202°. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, faite uniquement à titre d'exemple et en référence aux Figures annexées, sur lesquelles : - la Figure 1 est une illustration schématique de plusieurs satellites selon l'invention sur une même orbite héliosynchrone rétrograde ; - la Figure 2 est une illustration schématique d'un satellite d'un système spatial selon l'invention ; - la Figure 3 est une courbe de représentation de la latitude à la verticale de l'apogée d'une orbite héliosynchrone elliptique en fonction de l'argument du périgée de l'orbite ; - la Figure 4 est une représentation schématique de l'épaisseur d'un blindage d'un satellite d'un système spatial selon l'invention en fonction d'une dose ionisante limite et d'un argument du périgée de son orbite lorsque ladite orbite présente un demi-grand axe valant 10185 km ; - la Figure 5 est une vue analogue à celle de la Figure 5 lorsque l'orbite du satellite du système spatial selon l'invention présente un demi-grand axe valant 10623 km; et - la Figure 6 est un diagramme bloc d'un procédé de mise et maintien en orbite d'un satellite d'un système spatial selon l'invention. Dans tout ce qui suit, l'expression « orbite » désigne une orbite terrestre. En référence à la Figure 1, le système spatial 10 selon l'invention comprend au moins deux satellites 12, ici deux satellites étant représentés, et une ou plusieurs stations terrestres 14, configurées pour détecter les déplacements des satellites 12 du système spatial 10 et pour communiquer avec les satellites 12. Chaque satellite 12 est configuré pour communiquer avec chaque station terrestre 14, se déplacer autour de la Terre sur une trajectoire appelée orbite 16, et pour modifier son orbite 16. Chaque station terrestre 14, située au sol, comprend des moyens de détection 18 pour la détection des mouvements des satellites 12, et des moyens de communication 20 pour mettre en oeuvre notamment l'échange de données avec les satellites 12 et la transmission de commandes de correction de trajectoire aux satellites 12.

En référence à la Figure 2, chaque satellite 12 comprend une plateforme 24 ayant des moyens de correction de trajectoire 26, et supportant des équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, un seulement de ces équipements étant représenté sur la Figure 2. Les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28 sont par exemple des équipements de charge utile ou des équipements de sous-systèmes de la plateforme 24 à base de composants électroniques et/ou de matériaux directement exposés aux rayonnements ionisants de l'espace en raison de leur fonction. Par exemple, la surface métallique réfléchissante d'un miroir ne peut pas être blindée et doit nécessairement être exposée aux rayonnements.

Les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28 réalisent ainsi des fonctions diverses de sous-systèmes de plateforme et de charge utile, comme par exemple les fonctions consistant à assurer la communication entre le satellite 12 et les stations terrestres 14, traiter des données, convertir l'énergie solaire en de l'énergie électrique de forme maîtrisée, former des images dans le cadre d'une mission d'observation, piloter les moyens de correction de trajectoire 26 pour l'exécution de commandes de correction de trajectoire.

Seuls certains des équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28 comportent un blindage 30 qui leur est propre, configuré pour les protéger contre les radiations ionisantes baignant l'espace environnant l'orbite du satellite. D'autres équipements, tels les miroirs, ne peuvent pas être équipés de blindage en raison du fait que par leur fonction, ils doivent être directement exposés alors qu'ils sont sensibles aux rayonnements. En outre, d'autres équipements sensibles aux rayonnements ionisants ne requièrent pas de blindage du fait de leur implantation dans le satellite et de l'existence d'équipements avoisinants blindés ou non qui les protègent.

Lorsqu'un blindage 30 est utilisé, ledit blindage 30 est réalisé à partir par exemple d'aluminium. En variante, il est réalisé à partir d'or ou de tungstène. L'épaisseur du blindage 30 permet, sur une période donnée prédéterminée correspondant à la durée de vie du satellite et de sa mission, de diminuer les risques de dégradation des composants jusqu'à un niveau acceptable.

Le blindage 30 permet ainsi, avec une certaine probabilité, un fonctionnement normal pendant une période de temps appelée durée de vie estimée du satellite. Dans ce qui suit, la durée de la période servant à déterminer la dose cumulée de rayonnements est prise égale à cinq ans. Les moyens de correction de trajectoire 26 sont configurés pour modifier la trajectoire du satellite 12, c'est-à-dire un ou plusieurs paramètres orbitaux de son orbite 16. Ces paramètres orbitaux sont décrits ci-dessous. De manière connue, les moyens de correction de trajectoire 26 comprennent par exemple des générateurs d'impulsions spécifiques disposés en divers emplacements externes du satellite et orientés selon des axes inertiels fixes du satellite 12, ou encore des tuyères orientables. En variante, au moins l'un des satellites 12 est un satellite d'observation équipé d'un dispositif d'imagerie comprenant au moins un miroir pour la réalisation d'images de la Terre dans le domaine spectral visible.

De manière connue, l'orbite 16 d'un satellite 12 quelconque est comprise dans un plan orbital Po et est définie par plusieurs paramètres orbitaux. Parmi ces paramètres, en référence à la Figure 1, on recense une excentricité, un angle d'inclinaison i, un noeud ascendant NA, un noeud descendant ND, une ascension droite du noeud ascendant NA, et un argument du périgée co .

Une excentricité valant 0 indique une orbite 16 circulaire, une excentricité comprise entre 0 et 1 indique une orbite 16 elliptique, et une excentricité supérieure à 1 indique une orbite 16 ouverte (parabolique ou hyperbolique). Dans le cas d'une orbite 16 elliptique, la Terre est située à l'un des foyers de l'orbite 16, et les deux points de l'orbite 16 respectivement le plus proche et le plus éloigné de la Terre sont le périgée P et l'apogée A de l'orbite 16 respectivement. L'orbite 16 présente alors un centre C, la distance entre le centre C et l'apogée A ou le périgée P étant le demi-grand axe dga de l'orbite 16. L'angle d'inclinaison i est l'angle formé entre le plan orbital Po et le plan équatorial terrestre Pe. L'intersection entre le plan orbital Po et le plan équatorial Pe définit la Ligne des noeuds Ln de l'orbite 16. Une inclinaison i inférieure à 90° indique une orbite 16 prograde, et une inclinaison supérieure à 90° indique une orbite 16 rétrograde. Le noeud ascendant NA, est le point où le satellite 12 traverse le plan équatorial Pe du Sud vers le Nord.

Le noeud descendant ND est le point où le satellite 12 traverse le plan équatorial Pe du Nord vers le Sud. L'ascension droite du noeud ascendant NA est l'angle formé entre la projection du point vernal, qui est un point fixe dans l'espace vers lequel est orienté le vecteur X, dans le plan équatorial Pe et le noeud ascendant Na.

L'argument du périgée co est l'angle entre le noeud ascendant NA et le périgée de l'orbite 16 mesuré dans le plan orbital Po. Selon l'invention, tous les satellites 12 du système spatial 10 décrivent une orbite 16 elliptique héliosynchrone rétrograde dont le plan orbital Po présente un angle d'inclinaison i compris entre 114° et 118°, dont le demi-grand axe dga présente une longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et dont l'argument du périgée w est compris entre 305° et 338° au entre 202° et 235°. On définit ainsi la famille f des orbites 16 elliptiques héliosynchrones rétrogrades terrestres dont : - l'angle d'inclinaison i est compris entre 114° et 118°, - le demi-grand axe dga présente une longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et - l'argument du périgée w est compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°. Dans l'exemple de la Figure 1, tous les satellites 12 du système spatial 10 partagent la même orbite 16 choisie dans la famille f et sont temporellement déphasés entre eux le long de l'orbite 16.

En variante, chaque satellite 12 du système spatial 10 décrit une orbite 16 de la famille f qui lui est propre. En particulier, chaque orbite 16 de la famille f décrite par un satellite 12 du système spatial 10 est contenue dans un plan orbital Po donné différent des plans orbitaux Po des autres orbites 16 de la famille f décrites par les autres satellites 12 du système spatial 10. En variante, le système spatial 10 comprend un unique satellite 12 définissant une orbite 16 appartenant à la famille f. Le choix des plages de valeurs des paramètres orbitaux i, dga et co des orbites 16 de la famille f va maintenant être décrit plus en détail. Une orbite elliptique offre une durée de survol d'un point géographique terrestre situé à la verticale de l'apogée A plus importante autour du passage à l'apogée A du fait de la distance maximale entre le satellite 12 et ce point autour de l'apogée A, ainsi que de la vitesse réduite du satellite 12 autour de l'apogée A. Ceci est particulièrement avantageux lorsque le satellite 12 est un satellite d'observation ou un satellite de communication. L'héliosynchronisme d'une orbite permet d'assurer une bonne reproductibilité et une bonne stabilité des conditions d'éclairement solaire, ce qui est particulièrement avantageux lorsqu'au moins l'un des satellites 12 du système spatial 10 est un satellite d'observation. Le critère d'héliosynchronisme d'une orbite 16 est vérifié si l'angle entre la projection du Soleil dans le plan équatorial Pe et la ligne des noeuds Ln de l'orbite 16 est constant, c'est-à-dire si la variation de l'ascension droite est égale à 0,9856° par jour. Ceci a notamment pour conséquence que l'heure locale vue par le noeud ascendant NA est constante et permet d'assurer une stabilité et une bonne reproductibilité des conditions d'éclairement solaire. Un angle d'inclinaison i dont la valeur vaut 63° ou 116° permet d'assurer la nullité de la dérive de l'argument du périgée a du fait de l'aplatissement de la Terre, et ainsi de conserver l'apogée A de l'orbite 16 au-dessus du même hémisphère terrestre. Ces valeurs de l'angle d'inclinaison i sont dites critiques. Parmi les deux valeurs d'angle d'inclinaison i possibles, seul un angle d'inclinaison i de 116° permet un sens de rotation du noeud ascendant NA de l'orbite 16 compatible avec la condition d'héliosynchronisme. Ce choix de l'angle d'inclinaison i et de l'héliosynchronisme des orbites 16 des satellites 12 implique une relation univoque entre le demi-grand axe dga et l'excentricité des orbites 16, car la vitesse de dérive de l'ascension droite (fixée) s'exprime en fonction de l'angle d'inclinaison i (fixé), du demi-grand axe dga et de l'excentricité. Ainsi, pour une valeur de demi-grand axe dga d'une orbite 16, une seule valeur d'excentricité permet de satisfaire la condition d'héliosynchronisme de l'orbite 16.

En pratique, l'angle d'inclinaison i des orbites 16 de la famille f est compris entre 114° et 118°, l'orbite 16 de chaque satellite 12 faisant parfois l'objet de corrections de trajectoires mineures pour compenser la dérive parasite de l'argument du périgée w . La valeur du demi-grand axe dga d'une orbite 16 de la famille f joue un rôle important lorsque le ou les satellites 12 peuplant l'orbite 16 sont des satellites d'observation à haute résolution spatiale. Les valeurs de demi-grand axe dga 10185 km et 10623 km correspondent respectivement des altitudes de l'apogée A de 6350 km et 8000 km. A performances d'observation égales, le miroir équipant chaque satellite 12 doit disposer d'un diamètre augmenté de 8000/6350, soit 25%, lorsque l'orbite 16 de la famille f qu'il définit a pour demi-grand axe 10623 km par rapport à une orbite 16 de la famille f de demi-grand axe de valeur 10185 km. Ceci résulte de la distance d'observation plus grande entre le point au sol et le satellite 12 lorsque celui-ci peuple une orbite 16 de la famille f de demi-grand axe maximal, et donc d'une taille résultante des pixels au sol plus importante. Préférentiellement, au moins l'un des satellites 12 du système spatial 10 selon l'invention peuple une orbite 16 de la famille f dont le demi-grand axe vaut 10185 km. La valeur de l'argument du périgée w détermine la position de la verticale de l'apogée A et influe donc sur la position de la zone géographique qui sera couverte de façon privilégiée par un satellite 12 dont l'orbite 16 appartient à la famille f. Elle détermine la performance de revisite de cette zone. L'heure locale du noeud ascendant NA peut alors être ajustée afin de maximiser le nombre de revisites de jour de ladite zone. Selon l'invention, l'argument du périgée w des orbites 16 de la famille f est choisi compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°, ce qui a pour effet de diminuer sensiblement l'exposition des satellites 12 du système spatial 10 aux radiations ionisantes, et par conséquent de permettre de diminuer l'épaisseur du blindage 30 de leurs équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28. A noter que la plage de valeurs de l'argument du périgée [235°, 202°] correspond à la plage symétrique de la plage [305°, 338°] par rapport à la valeur de l'argument du périgée 270°. Elle sera notée [235°, 202°] ou [202°, 235°] dans ce qui suit. En référence à la Figure 3, une valeur d'argument du périgée w située dans l'une de ces plages a pour effet que la verticale de l'apogée A se situe au dessus de 20° de latitude.

En d'autres termes, les plages de valeurs d'argument du périgée w des orbites de la famille f permettent d'une part l'observation préférentielle des zones géographiques correspondantes à des latitudes supérieures à 20°, et d'autre part de diminuer l'exposition des satellites 12 du système spatial 10 aux radiations ionisantes. En référence à la Figure 4, l'épaisseur minimale nécessaire d'un blindage 30 d'un équipement quelconque d'un satellite 12 du système spatial est représentée par des courbes de niveaux iso-épaisseur en fonction de la dose ionisante limite, cumulée sur une durée de cinq ans, exprimée en kRads et représentée en abscisse, et en fonction de l'argument du périgée w de l'orbite 16, exprimé en degrés et représenté sur l'axe des ordonnées. Selon la Figure 4, on constate que pour les orbites 16 de la famille f de demi-grand axe dga minimal, l'épaisseur du blindage 30 du satellite doit être supérieure à 13 mm pour que le satellite demeure sous une dose ionisante limite de 30 kRads pour des valeurs de w comprises entre 305° et 315°. Une orbite 16 de la famille f de demi-grand axe dga minimal et d'argument du périgée w compris entre 305° et 315° est alors soumise à une dose de radiations ionisantes telle que le satellite 12 décrivant cette orbite présente une durée de vie sensiblement diminuée, un blindage trop épais n'étant généralement pas réalistement compatible avec les contraintes de poids ou d'encombrement s'appliquant aux satellites artificiels. Une épaisseur de blindage 30 de 12 mm permet au satellite 12 de demeurer sous cette dose ionisante limite seulement au-delà d'une valeur d'argument du périgée w de 322° environ. En référence à la Figure 5 qui est une vue analogue à la Figure 4 pour les orbites 16 de la famille f de demi-grand axe dga maximal, on constate que plus la valeur du demi-grand axe dga est grande, plus une faible épaisseur du blindage 30 suffit pour que le satellite 12 passe sous une dose ionisante limite de 30 kRads pour un même argument du périgée. Un blindage 30 d'une épaisseur inférieure ou égale à 12 mm permet à un satellite 12, dont l'orbite 16 appartient à la famille f et présente un demi-grand axe dga maximal, de demeurer sous la dose ionisante limite de 30 kRads et ce quelque soit l'argument du périgée w de l'orbite 16 compris entre 305°et 338°. Dans la mesure où les conditions radiatives des orbites considérées sont essentiellement conditionnées par l'écart de l'argument de périgée w de l'orbite considérée à 270°, les conclusions relatives aux Figures 4 et 5 s'appliquent également par symétrie à la plage [235°, 202°] : plus l'argument du périgée w d'une orbite 16 de la famille f est éloigné de 235° et proche de 202°, meilleures sont les conditions radiatives dont l'orbite en question bénéficie.

Avantageusement, au moins un satellite 12 du système spatial 10 selon l'invention définit une orbite 16 de la famille f d'argument du périgée w valant 338° ou 202° et de demi-grand axe dga valant 10185 km. En variante, tous les satellites 12 du système 10 définissent des orbites de la famille f d'argument du périgée co valant 338° ou 202° et de demi-grand axe valant 10185 jm. Ces valeurs des paramètres orbitaux w et dga permettent d'optimiser l'environnement radiatif du satellite 12 et de ramener à 12 mm l'épaisseur nécessaire du blindage 30 pour que la dose ionisante cumulée reçue par ledit satellite 12 en cinq ans soit inférieure à 30 kRads tout en conservant la verticale de l'apogée au dessus d'une latitude de 20°. En outre, lorsque ce satellite 12 est un satellite d'observation, ces valeurs d'argument du périgée w et de demi-grand axe dga permettent d'optimiser simultanément l'environnement radiatif et les conditions d'observation de la Terre de ce satellite 12, comme décrit ci-dessus. Pour une dose ionisante limite cumulée de 30 kRads sur cinq ans, pour un satellite 12 d'orbite 16 de la famille f de demi-grand axe dga maximal, lorsque l'argument du périgée w vaut : 305° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 11,5 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, - 310° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 10 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, 315° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 9 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, 320° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 8 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, - 325° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 7,5 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28, et - 330° ou plus, une épaisseur du blindage 30 de 7 mm suffit pour protéger les équipements sensibles aux rayonnements ionisants 28. Comme indiqué précédemment, ceci s'applique également par symétrie pour la plage de valeurs de l'argument du périgée w [235 ; 202°], les valeurs précédentes d'épaisseur du blindage 30 étant donc également obtenues pour des valeurs de l'argument du périgée w égales à 235°, 230°, 225°, 220°, 215° et 210° respectivement.

En référence aux Figures 1 et 5, un procédé 32 de mise à poste et de maintien en orbite d'un satellite 12 du système spatial 10 selon l'invention va maintenant être décrit.

Tout d'abord, au cours d'une étape 300, le satellite 12 est propulsé par un lanceur 34 puis délivré par le lanceur 34 soit directement sur une orbite 16 de la famille f soit indirectement via une ou plusieurs orbites de transfert. De tels lanceurs 34 sont bien connus de l'homme du métier et ne seront pas décrits plus en détails. Une fois l'étape 300 achevée, le satellite 12 décrit son orbite 16 et communique avec les stations terrestres 14. Les stations terrestres 14 communiquent en retour via leurs moyens de communication 20. Au cours d'une étape 310 de surveillance, les stations terrestres 14 détectent les déplacements du satellite 12 pour déterminer la trajectoire du satellite 12 via leurs moyens de détection 18. Si les stations terrestres 14 détectent que la trajectoire du satellite 12 ne correspond pas à l'orbite 16 attendue, l'une d'entre d'elles envoie au satellite 12, au cours d'une étape 320, des commandes de correction de trajectoire pour la correction de la trajectoire du satellite 12. Au cours d'une étape 330, le satellite 12 reçoit les commandes de correction de trajectoire et les fait exécuter par les moyens de correction de trajectoire 26 de sorte que la trajectoire du satellite 12 corresponde à l'orbite 16. En variante, au cours de l'étape 300, le lanceur 34 propulse le satellite 12 sur une orbite 16 de la famille f dont la longueur du demi-grand axe est égal à 10185 km, et l'argument du périgée w de l'orbite 16 est égal à 338° ou 202°. En variante, le procédé 32 est utilisé pour la mise et le maintien en orbite de plusieurs satellites 12, les satellites étant propulsés par un même lanceur 34 sur une même orbite 16 de la famille f, ou par un même lanceur 34 sur des orbites 16 de la famille f différentes les unes des autres, ou par des lanceurs 34 distincts sur une même orbite 16 de la famille f, ou par des lanceurs 34 distincts sur des orbites 16 de la famille f différentes les unes des autres. En variante, au moins un satellite 12 du système spatial 10 décrit une orbite de la famille f dont l'argument du périgée w est compris entre 305° et 338.

En variante également, chaque satellite 12 du système spatial 10 décrit une orbite de la famille f dont l'argument du périgée w est compris entre 305° et 338. En variante, au moins un satellite 12 du système spatial 10 décrit une orbite de la famille f dont l'argument du périgée w est compris entre 305° et 338, et au moins un satellite 12 du système spatial 10 décrit une orbite de la famille f dont l'argument du périgée co est compris entre 202° et 235°.

Les plages d'argument du périgée [202° ; 235°] et [305°, 338°] se distinguent l'une de l'autre en ce qu'elles bénéficient de conditions radiatives sensiblement similaires, tout en présentant des conditions d'observation de la surface terrestre complémentaires. En effet, une orbite de la famille f d'argument du périgée compris dans la plage [202°, 235°] correspond à une orbite dont le périgée P se situe du côté du noeud descendant. Le passage du ou des satellites de cette orbite à l'apogée A s'effectue dans la partie ascendante de l'orbite, qui est alors orientée du sud-est vers le nord-ouest du fait de son caractère rétrograde et de son inclinaison i.

A l'inverse, une orbite de la famille f d'argument du périgée compris dans la plage [305°, 338°] correspond à une orbite dont le périgée P se situe du côté du noeud ascendant. Le passage du ou des satellites de l'orbite à l'apogée A s'effectue dans la partie descendante de l'orbite, qui est alors orientée du sud-ouest vers le nord-est.

Dès lors, selon cette variante, les satellites 12 du système spatial 10 bénéficient d'heures locales d'observations différentes de la plage de latitudes à observer, en fonction que l'argument du périgée w de l'orbite de la famille f qu'ils décrivent est compris dans l'une ou l'autre des deux plages [202° ; 235°] et [305°, 338°]. Ainsi, la mise en oeuvre de cette variante est avantageuse dans la mesure où elle permet l'exploitation des conditions d'observation de la surface terrestre complémentaires des deux plages de valeurs d'argument du périgée w , ce qui a pour effet d'améliorer la richesse de la couverture de la surface terrestre par le système spatial 10 selon l'invention.

Claims (11)

1. REVENDICATIONS1.- Système spatial comprenant : - au moins un satellite (12) décrivant une orbite (16) elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre, l'orbite (16) étant d'une part comprise dans un plan orbital (Po) d'angle d'inclinaison (i) compris entre 114° et 118°, et d'autre part présentant un demi-grand axe (dga) de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et - une ou plusieurs stations terrestres (14) configurées pour détecter des mouvements de l'au moins un satellite (12) et pour communiquer avec l'au moins un satellite (12), caractérisé en ce que l'orbite (16) du au moins un satellite (12) présente un argument du périgée (w) compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°.
2. 2.- Système spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que la longueur du demi-grand axe (dga) de l'orbite (16) d'au moins un satellite (12) vaut 10185 km, et en ce que l'argument du périgée (co) de l'orbite vaut 338° ou 202°.
3. 3. Système spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce qu'il comprend un unique satellite (12).
4. 4. Système spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisé en ce qu'il comprend au moins deux satellites (12) et en ce que les satellites (12) sont temporellement déphasés entre eux le long de l'orbite (16).
5. 5.- Système spatial selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend au moins deux satellites décrivant chacun une orbite (16) elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre comprise dans un plan orbital (Po) d'angle d'inclinaison (i) compris entre 114° et 118°, présentant un demi-grand axe (dga) de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et présentant un argument du périgée (w) compris entre 305° et 338°, et en ce que lesdites orbites sont comprises dans des plans orbitaux (Po) respectifs distincts deux à deux.
6. 6.- Système spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que chaque satellite (12) comprend des équipements sensibles aux rayonnements ionisants (28), et en ce qu'au moins une partie des équipements sensibles aux rayonnements ionisants (28) comportent un blindage (30) métallique d'une épaisseur inférieure ou égale à 12 mm.
7. 7.- Système spatial selon la revendication 6, caractérisé en ce que ledit blindage (30) des équipements sensibles aux rayonnements ionisants (28) est réalisé à partir d'aluminium.
8. 8.- Système spatial selon rune quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que chaque satellite (12) est un satellite (12) d'observation ayant un dispositif d'imagerie pour la réalisation d'images dans le domaine spectral visible.
9. 9.- Système spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que l'orbite (16) d'au moins un satellite (12) présente un argument du périgée (w) compris entre 305° et 338°.
10. 10.- Procédé de mise à poste et de maintien en orbite d'un satellite (12) d'un système spatial (10) défini selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant : - une étape (300) de propulsion par un lanceur (34) d'un satellite (12) sur une orbite (16) elliptique héliosynchrone rétrograde autour de la Terre, l'orbite (16) étant comprise dans un plan orbital (Po) d'angle d'inclinaison (i) compris entre 114° et 118°, présentant un demi-grand axe (dga) de longueur comprise entre 10185 km et 10623 km, et un argument du périgée (co) compris entre 305° et 338° ou entre 202° et 235°, - une étape (310) de surveillance par une ou plusieurs stations terrestres (14) de la trajectoire du satellite (16), - une étape (320) d'envoi par les stations terrestres (14) au satellite (12) de commandes de corrections de trajectoires pour le maintien du satellite (12) sur l'orbite (16), - une étape (330) d'exécution par le satellite (12) des commandes de corrections de trajectoire.
11. 11.- Procédé (32) de mise à poste et de maintien en orbite d'un satellite (16) selon la revendication 10, dans lequel la longueur du demi-grand axe (dga) de l'orbite (16) est égale à 10185 km, et l'argument du périgée (w) de l'orbite (16) est égal à 338° ou 202°.25