Orbite héliosynchrone

Pour une orbite d'altitude donnée et d'inclinaison différente de 0, 90 et 180 degrés, la non-homogénéité du champ gravitationnel terrestre (voir bourrelet équatorial), induit une précession de l'orbite. Un choix judicieux de l'inclinaison permet donc à l'orbite d'effectuer une rotation de 360° en une année, gardant ainsi un angle constant entre son plan orbital et l'axe Soleil-Terre. Une telle orbite est appelée orbite héliosynchrone.

L'orbite midi/minuit est un cas particulier de l'orbite héliosynchrone où l'heure solaire fixe de passage est de midi pour la partie de la terre éclairée par le soleil et de minuit pour l'autre moitié. L'orbite crépusculaire, d'une manière similaire, est une orbite héliosynchrone dont l'heure solaire de passage coïncide avec le lever et le coucher du Soleil. Une telle orbite permet une exposition constante du satellite au soleil et ainsi de simplifier grandement des difficultés d'échange thermiques et d'alimentation électrique par panneaux solaires. De plus, une telle orbite permet d'observer des zones de très faible luminosité sans être gêné par la lumière provenant directement du soleil.

Au fur et à mesure que l'altitude du satellite augmente, l'inclinaison requise augmente ce qui, pour une orbite rétrograde, implique que le satellite ne survole plus les hautes latitudes. Les orbites héliosynchrones typiques sont inclinées à 98°, ce qui assure une bonne couverture du globe terrestre.

L'orbite héliosynchrone est également possible autour de certaines autres planètes, comme Mars, dont l'aplatissement est le double de celui de la Terre. La sonde Mars Global Surveyor survole ainsi Mars à 14 heures sur une orbite quasi-phasée de 88 orbites en 7 sols (elle se décale de 59 kilomètres à l'est à chaque cycle).

L'équation décrivant la vitesse de déplacement de la ligne des nœuds due au bourrelet équatorial est donné par[1] :

${\displaystyle {\dot {\Omega }}=-{\frac {3}{2}}J_{2}\left({\frac {R_{e}}{p}}\right)^{2}{\sqrt {\frac {\mu }{a^{3}}}}\cos(i)}$

où

L'inclinaison d'une orbite héliosynchrone circulaire pour différentes altitudes.

• ${\displaystyle J_{2}}$ est le second facteur de forme dynamique terrestre (1,08 ×10⁻³) ;
• ${\displaystyle R_{e}}$ est le rayon équatorial terrestre (6 378,14 km) ;
• ${\displaystyle \mu }$ est le paramètre gravitationnel standard de la Terre (398 600,440 km³/s²) ;
• ${\displaystyle p}$ est le demi latus rectum de l'orbite ;
• ${\displaystyle a}$ est le demi grand axe de l'orbite ;
• ${\displaystyle i}$ est l'inclinaison de l'orbite (en radians).

Pour une orbite héliosynchrone, un tour complet doit être effectué en une année sidérale, et le taux de précession doit donc être égal à ${\displaystyle \Omega _{h}=2\pi /(365,256\cdot 24\cdot 60\cdot 60)=1.9910\cdot 10^{-7}}$ rad/s. Ainsi, en supposant une orbite circulaire (i.e., ${\displaystyle p=a}$), l'inclinaison de l'orbite est donnée par :

${\displaystyle i=\arccos \left[-{\frac {2}{3}}{\frac {\Omega _{h}}{J_{2}}}\left({\frac {a}{R_{e}}}\right)^{2}{\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu }}}\right]}$

Le graphique ci-contre montre l'inclinaison requise pour une orbite héliosynchrone circulaire en fonction de son altitude.

Le satellite de reconnaissance Samos-2 est le premier satellite artificiel à atteindre une orbite héliosynchrone en 1961.

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