Sztuczny satelita

Sztuczny satelita jest człowiekiem robione przedmiot wysłania w przestrzeń za pomocą wyrzutni i krążących wokół planety lub naturalny satelita , takich jak Księżyc . Prędkość nadawana satelitowi przez wyrzutnię pozwala mu pozostawać praktycznie w nieskończoność w kosmosie, okrążając ciało niebieskie. Ta, określona zgodnie z misją satelity, może przybierać różne formy - synchroniczną ze słońcem , geostacjonarną , eliptyczną , kołową - i znajdować się na mniej lub bardziej dużych wysokościach , klasyfikowanych jako orbita niska , średnia lub wysoka .

Pierwszy sztuczny satelita, Sputnik 1 , został wystrzelony przez ZSRR w 1957 roku. Od tego czasu na orbicie umieszczono ponad 5500 sztucznych satelitów (2007). Satelity odgrywają obecnie ważną rolę zarówno gospodarczą ( telekomunikacja , pozycjonowanie , prognozowanie pogody ), wojskową ( wywiad ) jak i naukową ( obserwacje astronomiczne , mikrograwitacja , obserwacja Ziemi , oceanografia , altymetria ). Stały się one w szczególności podstawowymi instrumentami naszego zrozumienia fizycznego wszechświata , modelowania zmian klimatycznych i funkcjonowania społeczeństwa informacyjnego .

Sztuczny satelita składa się z ładunku zdefiniowanego specjalnie dla misji, która ma być spełniona, oraz znormalizowanej platformy często zapewniającej funkcje pomocnicze, takie jak zasilanie, napęd, kontrola termiczna , utrzymywanie kierunku i komunikacja. Satelita jest monitorowany przez naziemne centrum kontroli, które wysyła instrukcje i zbiera dane zebrane przez sieć stacji naziemnych . Aby wypełnić swoją misję, satelita musi pozostawać na orbicie referencyjnej, precyzyjnie ustawiając swoje instrumenty: konieczne są interwencje w regularnych odstępach czasu w celu skorygowania naturalnych zakłóceń orbity generowanych, w przypadku satelity naziemnego, przez nieregularności pola grawitacja , wpływ Słońca i Księżyca oraz opór powodowany przez atmosferę, która pozostaje na niskiej orbicie.

Postęp techniczny umożliwia obecnie umieszczanie na orbicie cięższych satelitów (do sześciu i pół tony dla satelitów telekomunikacyjnych), zdolnych do wykonywania coraz bardziej wyrafinowanych misji (satelity naukowe), z dużą autonomią. Żywotność satelity, która różni się w zależności od rodzaju misji, może sięgać piętnastu lat. Postępy w elektronice umożliwiają również projektowanie mikrosatelitów zdolnych do wykonywania skomplikowanych misji.

Budowa satelitów daje początek bardzo wyspecjalizowanemu przemysłowi, ale najbardziej skomplikowane instrumenty wciąż są często produkowane przez laboratoria badawcze . Projekt satelity, który jest trudny do odtworzenia, gdy nie jest to satelita telekomunikacyjny, to proces, który w przypadku satelity naukowego może zająć dziesięć lat. Koszty produkcji, które mogą wynieść kilkaset milionów euro oraz koszty uruchomienia (rzędu 10 000 do 20 000 USD za kilogram) ograniczają obecnie rozwój tej działalności, która poza Bardzo opłacalną dla operatorów telekomunikacją, jest w głównej mierze dotowana z budżetów publicznych .

Zasady fizyczne

Orbitowanie

Obiekt wystrzelony z powierzchni Ziemi opisuje trajektorię paraboliczną, która sprowadza go z powrotem na ziemię pod wpływem grawitacji ziemskiej ( przypadek A na diagramie ). Im większa prędkość początkowa obiektu, tym dalej znajduje się punkt upadku ( przypadek B ). Po osiągnięciu określonej prędkości obiekt spada, ale nigdy nie dosięga ziemi z powodu krzywizny Ziemi ( przypadek C ). Aby jednak obiekt zachował swoją prędkość w nieskończoność, musi poruszać się w próżni nad atmosferą , gdzie nie działa siła oporu (tarcie): na tej wysokości, zgodnie z zasadą bezwładności , w rzeczywistości nie ma żadnej energii. niezbędne do utrzymania jego ruchu.

Aby obiekt znajdował się na orbicie wokół Ziemi, jego prędkość promieniowa względem środka Ziemi (prędkość wtrysku) musi wynosić 7700 metrów na sekundę dla orbity kołowej 200 km nad Ziemią (poniżej tej wysokości opór jest zbyt duży ). Jeśli satelita podróżujący na tej samej wysokości jest komunikowany z większą prędkością, orbita staje się eliptyczna ( przypadek D na diagramie ): punkt elipsy najbliższy Ziemi to perygeum, a najdalszym punktem jest punkt kulminacyjny . Jeśli prędkość przekracza 11 kilometrów na sekundę ( Sprawa E ), satelita ucieka przyciąganie naziemnej: to szybkość uwalniania Ziemi, że konieczne jest, aby komunikować się z sondy kosmicznej , tak że może być wysyłane do innych planet w Układ Słoneczny .

Minimalna prędkość orbicie jest proporcjonalne do siły ciężkości - i w związku z tym do masy - od ciał niebieskich wokół których satelita należy orbita: obiekt, który wykonuje się od księżyca ziemi wymaga znacznie niższe prędkości poziomej być orbity (4 razy niższy niż dla Ziemi: 1,7 km / s ).

Zależność między prędkością wtrysku a orbitą (apogeum) dla perygeum ustawionego na 200 km

Peryge (km)	Prędkość wtrysku (km/s)	Uwaga	Osiągnięty szczyt (km)	Typ orbity
200	7,78	Minimalna prędkość orbitowania	200	Niski (orbita kołowa)
200	8		1000	Niski
200	9,2		10 000	Średni
200	10.2		36 000	Geosynchroniczny
200	10,8		380 000	Księżyc
200	11	Prędkość zwalniania	Nieskończony	Międzyplanetarny

Trzy prawa Keplera

Trajektorię sztucznego lub naturalnego satelity rządzą trzy prawa sformułowane przez Keplera dotyczące przemieszczenia obiektu krążącego wokół ciała niebieskiego:

Prawo I : orbita satelity ma kształt elipsy , której jeden z dwóch ognisk znajduje się w centrum ciała niebieskiego (na przykład Ziemi), wokół którego się krąży; orbita kołowa jest szczególnym przypadkiem elipsy, której dwa ogniska łączą się w centrum Ziemi. Kształt elipsy można określić za pomocą:
- odległość r p od punktu orbity najbliższego Ziemi ( perygeum ) do środka Ziemi,
- odległość r a od punktu orbity najbardziej oddalonego od Ziemi ( apogeum ) do środka Ziemi.
Zwykle używamy zamiast tego:
- półoś a określona wzorem 2 a = r p + r a ,
- mimośród e, który określa wydłużenie elipsy i można go obliczyć ze wzoru e = 1 - r p / a . Przyjmuje wartość od 0 do 1: 0 odpowiada orbicie kołowej i im bliższa jest wartość 1, tym dłuższa jest orbita;
Prawo II : satelita porusza się tym szybciej, im bliżej jest ciała niebieskiego; dokładniej linia prosta, która łączy środek ciała niebieskiego z satelitą, zawsze omiata równy obszar w danym przedziale czasowym;
Prawo III : kwadrat okresu obrotu satelity wokół ciała niebieskiego zmienia się wraz z sześcianem długości głównej osi elipsy. Jeśli orbita jest kołowa, to główną osią jest promień okręgu.

Okres i prędkość orbitalna sztucznego satelity naziemnego

Prawa Keplera pozwalają na obliczenie z charakterystyki jego orbity okresu obrotu , czyli odstępu czasu pomiędzy dwoma kolejnymi przejściami satelity przez punkt na jego orbicie , a także prędkości orbitalnej , która odpowiada prędkości satelity . satelita w stosunku do środka planety (użyty układ odniesienia utrzymuje stałą orientację w przestrzeni):

Typ orbity

Typ orbity	Apogeum	Perygeum	Okres	punkt kulminacyjny prędkości	Prędkość perygeum
Niska orbita ( GOCE )	270 km	270 km	90 minut	7,7 km / s	7,7 km / s
Orbita synchroniczna ze słońcem (punkt 1)	832 km	832 km	102 minuty	7,4 km / s	7,4 km / s
Orbita Molni	39 900 km	500 km	12 godzin	1,49 km / s	10 km / s
Orbita geostacjonarna	35 786 km	35 786 km	23 godz. 56 min	3,1 km / s	3,1 km / s

P

okres orbitalny satelity (w sekundach)

P = 2 \ pi {\ sqrt {\ frac {a ^ {3}} {\ mu}}},

z ( standardowy parametr grawitacyjny dla Ziemi)

{\ displaystyle \ mu = 398600, \! 4418 \; {\ mbox {km}} ^ {3} \ cdot {\ mbox {s}} ^ {- 2}}

na eliptycznej 36000 km (42,378 km apogeum od środka Ziemi) ponad 200 km (6,578 km perygeum od środka Ziemi), pół-osi wynosi 24,478 km i Okres $P$ wynosi 38,113 sekundy;
wzór działa również dla orbity kołowej, gdzie $a$ jest zastąpione przez promień orbity. Dla orbity 200 km promień jest równy 6 578 km (w zaokrągleniu), co daje okresowość 5 310 sekund lub około 89 minut;
okres wzrasta wraz ze wzrostem orbity;
satelita na orbicie geostacjonarnej , czyli taki, który wydaje się pozostawać nieruchomy pionowo nad równikiem, ma okres równy 24 godzinom.

Prędkość w apogeum i perygeum

V_ {a} = {\ sqrt {\ mu \ cdot \ left ({\ frac {2} {r _ {{{\ rm {a}}}}}} - {\ frac {1} {a}} \ dobrze )}}

na eliptycznej 36000 km o 200 km , $r$ a = 36.000 + 6,378 ( promień Ziemi ) km i oblicza formuł prędkością w apogeum jest 1,59 km / s ;
wzór jest taki sam dla perygeum (zamieniamy $r$ a na $r$ p ). W powyższym przypadku uzyskuje się prędkość 10,24 km/s ;
dla orbity kołowej prędkość jest stała (zastępujemy $r$ a promieniem orbity). Dla orbity 200 km prędkość wynosi 7,784 km/s ;
satelita na orbicie geostacjonarnej , to znaczy taki, który wydaje się pozostawać nieruchomy pionowo nad równikiem, ma prędkość około 3 km/s ;
tej prędkości nie należy mylić z tą, którą trzeba przekazać satelitowi, aby osiągnąć jego orbitę: ta ostatnia jest częściowo przekształcana w potencjalną energię grawitacyjną .

Parametry orbity satelity

Sześć parametrów służy do określenia pozycji i trajektorii satelity w kosmosie:

orbita satelity to samolot. Jeśli nie uwzględnimy naturalnych zaburzeń, którym jest poddawana i przy braku manewrów satelitarnych, płaszczyzna orbity jest nieruchoma w przestrzeni . Płaszczyzna ta może być określona przez dwa parametry: nachylenie i oraz długość geograficzną (lub rektascencję) węzła wstępującego ☊;
Trzy - Parametry mimośrodowość e oraz półoś elipsy, jak również ω argumentu Perygeum - umożliwiają opisuje tor w kształcie elipsy w płaszczyźnie orbity;
ostatni parametr pozwala zlokalizować satelit na orbicie, na przykład, możliwe jest, aby poświęcić trochę czasu t , który upłynął od momentu przejścia przez perygeum.

Płaszczyzny i linie odniesienia

Parametry orbity są zdefiniowane w układzie odniesienia składającym się z kilku płaszczyzn i linii:

trajektoria Ziemi wokół Słońca wpisana jest w płaszczyznę, zwaną płaszczyzną ekliptyki , przechodzącą przez środek Słońca;
płaszczyzny równika naziemnej jest płaszczyzny przechodzącej przez szerokość równika;
podczas wiosennej równonocy 21 marca, płaszczyzna równika ziemskiego przecina płaszczyznę ekliptyki wzdłuż linii zwanej linią równonocy przechodzącej przez Słońce. Ta linia prosta, która wyznacza punkt wiosenny do nieskończoności, jest ustalona w Układzie Słonecznym;
orbita satelity przecina płaszczyznę równika w dwóch punktach zwanych węzłem wstępującym, gdy satelita przechodzi z półkuli południowej na półkulę północną i węzeł zstępujący . Linia łącząca te dwa punkty nazywana jest linią węzłów .

Orientacja płaszczyzny orbity

Nachylenia i płaszczyzny orbity satelity (od 0 do 180 stopni) jest kątem, że płaszczyzna orbity tworzy z płaszczyzny równika. Gdy i = 90 ° orbita satelity leci nad biegunami (orbita polarna); jeśli i = 0, płaszczyzna orbity leży w płaszczyźnie równika. Mówi się, że orbita jest prosta, gdy i jest mniejsze niż 90 °, a w przeciwnym razie wstecz.

Długość geograficzna węzła wstępującego ☊ (lub rektascensji węzła wstępującego) jest kątem między kierunkiem punktu wiosennego a linią węzłów w płaszczyźnie ekliptyki. Jeśli płaszczyzna orbity pokrywa się z linią równonocy, długość węzła wstępującego wynosi zero.

charakterystyka trajektorii w płaszczyźnie orbity

W płaszczyźnie określonej poprzednimi parametrami orbita jest opisana przez trzy parametry. O kształcie elipsy, którą przemierza satelita, świadczą dwie informacje:

półoś , to znaczy połowę odległości, która oddziela perygeum z apogeum ;
mimośrodowość e elipsy opisany przez satelity. Jeśli e = 0, satelita ma orbitę kołową.

Argument perygeum ω to kąt utworzony przez linię węzłów i kierunku perygeum (na linii przechodzącej przez ziemię i perygeum trajektorii satelity), w płaszczyźnie orbitalnej. Długość perygeum jest sumą długości węzła wstępującego i argumentu perygeum.

pozycja satelity na jego orbicie

Położenie satelity na jego ścieżce można podać na dwa sposoby:

określając czas, jaki upłynął od jego przejścia przez perygeum. t = 0 wskazuje, że satelita znajduje się w swoim perygeum;
poprzez wskazanie kąta ν (znanego jako prawdziwa anomalia ) utworzonego przez linie proste biegnące od środka Ziemi w kierunku z jednej strony perygeum, az drugiej pozycji satelity. ν = 0 ° wskazuje, że satelita znajduje się w swoim perygeum.

Naturalne zaburzenia orbity

Trajektoria sztucznego satelity wokół ciała niebieskiego nie jest całkowicie stabilna. Jest modyfikowany przez kilka zjawisk naturalnych, których wpływ zmienia się w zależności od ciała niebieskiego i pozycji satelity. Jeśli krąży wokół Ziemi, niepokojące zjawiska mają malejącą kolejność oddziaływania:

spłaszczenie ciała niebieskiego na biegunach i wybrzuszenie równikowe;
inne nieprawidłowości w polu grawitacyjnym ;
opór atmosfery (na niskiej orbicie);
przyciąganie Księżyca ;
przyciąganie Słońca ;
ciśnienie promieniowania .

Spłaszczenie ciała niebieskiego na jego biegunach

Ziemia nie ma idealnie kulistego kształtu: jej bieguny są lekko spłaszczone, podczas gdy równik ma wybrzuszenie. Te deformacje powodują modyfikacje płaszczyzny orbity. Ten ruch, precesja węzłowa , jest tym ważniejszy, że nachylenie orbity jest inne niż 90° i jest bliskie Ziemi.

To zakłócenie, najważniejsze, któremu podlega satelita, modyfikuje jednocześnie rektascencję węzła wstępującego $Ω$ i argument perygeum $ω$ . Aby utrzymać orbitę, trzeba zużywać dużo paliwa. Również satelity na niskiej orbicie, zamiast je korygować, albo wykorzystują modyfikacje orbity indukowanej (satelita na orbicie synchronicznej do Słońca ) albo są umieszczane na orbitach o nachyleniu, dla którego to zakłócenie wynosi zero ( $i$ = 90° i 63° 26'). ).

Inne nieprawidłowości w polu grawitacyjnym

Ziemskie pole grawitacyjne wykazuje inne nieregularności niż te spowodowane deformacjami na biegunie i na równiku: są one związane ze zmianami gęstości ( replikacjami ) podglebia ziemskiego ( skorupy i płaszcza ). Są one szczególnie liczne na Księżycu. W przypadku satelitów naziemnych zmiany w polu grawitacyjnym powodują zakłócenie orbity o rząd wielkości o wiele mniej istotne niż to z powodu spłaszczenia kuli ziemskiej.

Odporność atmosfery

Jeżeli ciało niebieskie, wokół którego krąży satelita, ma atmosferę ( Ziemia , Mars , Wenus ), wywiera ona siłę oporu proporcjonalną do kwadratu prędkości satelity i gęstości atmosfery: prędkość satelity jest stopniowo zmniejszana. Jeśli orbita jest eliptyczna, to pierwszym efektem oporu atmosfery jest jej kołowatość (apogeum jest modyfikowane, a perygeum pozostaje niezmienne), to sama orbita kołowa jest stopniowo obniżana. Satelita zostaje zniszczony, wchodząc w najgęstsze warstwy atmosfery. W przypadku satelity okrążającego Ziemię po orbicie kołowej jego średni czas życia wynosi (uwzględniając wpływ przeciętnego wiatru słonecznego wyszczególniony poniżej):

kilka dni na orbitę 200 km ;
kilka tygodni na 300 km ;
kilka lat na 600 km ;
stulecie na 800 km (jest to orbita satelitów teledetekcyjnych , takich jak rodzina SPOT );
kilka stuleci na 1000 km (są to orbity konstelacji satelitów telekomunikacyjnych, takich jak Globalstar i Iridium );
milion lat na 36 000 km (są to satelity geostacjonarne lub te, które kończą swoją służbę operacyjną i są desorbowane w kierunku orbity odpadów ).

Orbita sztucznych satelitów krążących po niskiej orbicie jest na ogół utrzymywana powyżej 300 km , aby ich żywotność nie była zbyt krótka. W przypadku niektórych zastosowań (satelita wywiadowczy, aplikacja naukowa) można tymczasowo lub na stałe wybrać niższą orbitę, aby poprawić precyzję obserwacji: satelita musi wtedy przenosić dużą ilość paliwa, aby utrzymać tę orbitę, w przeciwnym razie jego żywotność jest szczególnie krótka . Zbudowane w latach 80. amerykańskie satelity szpiegowskie KH-9 mogą dzięki temu schodzić na wysokość 118 km . Możemy zmniejszyć opór satelitów krążących na niskich wysokościach, nadając im aerodynamiczny kształt, tak jak w przypadku satelity GOCE, który dla udoskonalenia naszej wiedzy o polu grawitacyjnym porusza się po orbicie kołowej 250 km .

Wiatr słoneczny , który jest przepływ osocza składają się głównie jony i elektrony wyrzucone z górnych warstw atmosfery Słońca, można chwilowo zwiększyć opór. Ten przepływ zmienia się pod względem prędkości i temperatury w czasie w zależności od aktywności słonecznej. Wynika to z 11-letniego cyklu. W rozbłyskach słonecznych ocieplenie jonosfery powoduje rozszerzanie się górnych warstw atmosfery w górę. Między 300 a 500 km gęstość można pomnożyć przez 10: siła oporu wzrasta proporcjonalnie, a niektóre satelity mogą stracić ponad 10 km w ciągu kilku dni. Efekty te są szczególnie uciążliwe dla satelitów obserwacyjnych Ziemi, takich jak Spot, których położenie musi być znane z dużą precyzją.

Przyciąganie księżyca i słońca

Dwie gwiazdy mają wpływ na trajektorię sztucznego satelity. Słońce, pomimo swojej masy, ma słabszy wpływ niż Księżyc ze względu na swoją odległość. Im wyższa wysokość apogeum, tym większe zakłócenie: zero dla satelitów na niskiej orbicie i słabe dla satelitów geostacjonarnych.

Ciśnienie promieniowania

Te fotony emitowane przez Słońce wywierają słabe ciśnienie - rzędu 10 -5 Pa wokół Ziemi - ale nadal na obiektach napotkają. Wywierana siła jest proporcjonalna do eksponowanej powierzchni (na tę siłę wpływa padanie i odblaskowy charakter odsłoniętej powierzchni).

Rodzaje orbit sztucznych satelitów Ziemi

Orbity satelitów naziemnych mogą mieć wiele kształtów i orientacji: niektóre są okrągłe lub wręcz przeciwnie, mają kształt bardzo wydłużonej elipsy. Mogą znajdować się na małej wysokości tuż nad atmosferą Ziemi (250 km ) lub przekraczać 30 000 km . Orbita sztucznego satelity jest wybierana tak, aby jak najlepiej odpowiadała potrzebom misji. Większość satelitów korzysta z jednego z następujących czterech typów orbit:

geostacjonarnej (lub Clarke'a) orbita orbicie kołowej się w płaszczyźnie równika, na wysokości 35.786 km od ziemi (promień orbity jest zatem 42,164 km ). Na tej wysokości okres obrotu satelity odpowiada dokładnie okresowi obrotu Ziemi, tj. 23 godzinom 56 minutom i 4 sekundom. Widziany z Ziemi satelita geostacjonarny wydaje się nieruchomy na niebie: jest to idealna orbita dla satelitów telekomunikacyjnych oraz dla niektórych satelitów obserwacyjnych (pogodowych), które muszą obejmować stały obszar. Trzy satelity geostacjonarne wystarczą na całą powierzchnię Ziemi. Pozycjonowanie satelity geostacjonarnego wymaga, ze względu na wysokość, potężnej wyrzutni. W przypadku telekomunikacji odległość pokonywana przez sygnał przechodzący przez tego typu satelitę powoduje opóźnienie odczuwalne przez użytkownika. Satelity telekomunikacyjne, które nie podążają tego typu orbitą, nazywane są satelitami przewijającymi;
orbity polarny jest niski orbita kołowa (umownie między 300 a 1000 kilometrów od wysokości), której nachylenie, w pobliżu 90 ° powoduje, że przechodzi nad lub w pobliżu biegunów. Satelita znajdujący się na orbicie polarnej regularnie przelatuje nad wszystkimi punktami powierzchni dzięki obrotowi Ziemi. Orbity polarne są generalnie orbitami synchronicznymi ze słońcem : ten typ orbity utrzymuje stały kąt z kierunkiem Ziemia-Słońce, tj. płaszczyzna orbity obraca się o 360 ° rocznie. Orbity synchroniczne ze słońcem umożliwiają przechodzenie zawsze w tym samym lokalnym czasie słonecznym nad danym miejscem: identyczne oświetlenie wykonanych zdjęć tego miejsca pozwala wydobyć zmiany. Ta cecha sprawia, że jest to idealna orbita dla satelitów obserwacyjnych Ziemi. Obrót płaszczyzny orbity odbywa się naturalnie poprzez wykorzystanie zakłóceń orbity generowanych przez spłaszczenie kuli ziemskiej. Orbita południowa / północna jest szczególnym przypadkiem orbity synchronicznej ze słońcem, gdzie ustalony czas przejścia słonecznego wynosi około południa lub północy dla długości równikowych. W podobny sposób orbita zmierzchowa jest orbitą synchroniczną ze słońcem, której ustalony słoneczny czas przejścia zbiega się ze wschodem lub zachodem słońca;

niska orbita znajduje się tuż nad ziemską atmosferą na wysokości, na której opór nie spowalnia zbytnio prędkości satelity (umownie niska orbita znajduje się na wysokości poniżej 2000 km ). Rakieta potrzebuje mniej energii, aby umieścić satelitę na tego typu orbicie. Jest używany przez satelity naukowe badające przestrzeń kosmiczną. Na przykład teleskop Hubble'a znajduje się na orbicie 610 km . Na tego typu orbicie znajdują się również amatorskie satelity radiowe i naziemna telefonia komórkowa lub konstelacje teledetekcji , takie jak pociąg A ;
średnia orbita zwykle kończy się na wysokości 20 000 km w okresie 12 godzin. Orbita poza atmosferą ziemską jest bardzo stabilna. Sygnały wysyłane przez satelitę mogą być odbierane na dużej części powierzchni Ziemi. Jest to wysokość używana przez satelity nawigacyjne, takie jak system GPS. Nieco dalej, na 8063 km , planowana jest konstelacja satelitów O3b do dystrybucji internetowej;
wysoka orbita ma apogeum, które znajduje się na wysokości wyższej niż orbita geostacjonarna. Rosja wykorzystuje ten rodzaj orbity dla niektórych z jego satelitów komunikacyjnych: the orbita Molniya charakteryzuje się bardzo ekscentrycznej orbicie z apogeum 40.000 km dla perygeum 500 km . Nachylenie 63,4° pozwala na uniknięcie zaburzeń orbity wynikających ze spłaszczenia kuli. Orbita Molni zapewnia całodobowe pokrycie terytorium Rosji konstelacją trzech satelitów. Ta orbita jest wykorzystywana, ponieważ Rosja nie może wystrzelić satelitów geostacjonarnych ze swoich baz kosmicznych znajdujących się na zbyt dużych szerokościach geograficznych, a satelity geostacjonarne nie mogą pokryć części terytorium Rosji znajdującej się na szerokości geograficznej większej niż 81 °;
osobną kategorię stanowią orbity wokół punktów Lagrange'a . Punkt Lagrange'a to położenie w przestrzeni, w którym pola grawitacyjne dwóch ciał niebieskich łączą się, aby zapewnić punkt równowagi dla trzeciego ciała o znikomej masie, tak że względne położenia tych trzech ciał są ustalone. Układ Ziemia-Słońce ma pięć punktów Lagrange'a, z których dwa (L 1 i L 2 ) znajdują się w stosunkowo niewielkiej odległości od Ziemi (1,5 miliona kilometrów). Satelita umieszczony w jednym z tych punktów potrzebuje bardzo mało energii, aby pozostać nieruchomym i kontrolować swoją orientację. L2, znajdujący się naprzeciw Słońca od Ziemi, umożliwia obserwowanie odległych gwiazd bez niepokojenia przez światło rozproszone. Kilka teleskopów kosmicznych zostało lub zostanie umieszczonych w pobliżu L2, w tym Planck i Herschel w 2009 roku, Gaia w 2013 roku i kosmiczny teleskop Jamesa-Webba w 2021 roku.

Tor na ziemi

Tor na podłożu satelity jest rzutem z powodu trajektorii według pionowej, która przechodzi przez środek do niebieskiej WOKÓł korpusu, które to obroty. Jego kształt określa fragmenty powierzchni skanowane przez instrumenty satelitarne oraz szczeliny widoczności satelitów przez stacje naziemne.

Rysowanie śladu wynika zarówno z przemieszczenia satelity na jego orbicie, jak i z obrotu Ziemi. Ten ostatni powoduje deformację w kierunku zachodnim od toru w porównaniu z trajektorią:

gdy orbita jest kołowa, deformacja jest tym większa, im orbita jest wysoka. W szczególnym przypadku satelity geostacjonarnego ślad jest redukowany do punktu;
satelita niegeostacjonarny, którego orbita jest kołowa i równoległa do równika (nachylenie = 0°) miałby tor prosty, którego długość zależy od jego wysokości;
gdy orbita jest eliptyczna, tor jest szczególnie przesunięty, jeśli satelita znajduje się blisko swojego perygeum. Odkształcenie zmniejsza się, gdy satelita leci nad dużymi szerokościami geograficznymi, do zera, jeśli leci nad biegunami (zero prędkości obrotu Ziemi w tym miejscu);
nachylenie i orbity określa szerokości geograficzne, pomiędzy którymi rozwija się ślad: im większe nachylenie, tym większe szerokości geograficzne omiatane przez ślad;
satelita o orbicie bezpośredniej przecina coraz bardziej wschodnie południki, jeśli składowa wschód-zachód jego prędkości kątowej jest większa niż 15°2 '30', aw przypadku odwrotnym (orbita wsteczna) przecina się z południkami coraz bardziej zachodnimi;
w przypadku satelitów obserwacyjnych zsynchronizowanych ze słońcem to przesunięcie toru odgrywa ważną rolę w wykonywaniu zdjęć, ponieważ satelity te często muszą obserwować to samo miejsce w krótkich odstępach czasu. Częstotliwość przelotu nad punktem na kuli ziemskiej jest zatem cechą charakterystyczną orbity satelity. Satelity Spot skanują więc te same miejsca co pięć dni.

Historyczny

Prekursory

Pierwsza wzmianka o twarzy w nowym sztucznym satelicie The Brick Księżyca do Edward Everett Hale (1869). Jules Verne również przywołuje tę ideę w Les 500 millions de la Bégum (1879). W 1903 r. Konstantyn Tsiołkowski (1857–1935) opublikował „ Eksploatację kosmosu za pomocą silników odrzutowych”, która była pierwszą pracą naukową dotyczącą wystrzeliwania rakiet w kosmos. W tej książce wskazuje minimalną prędkość, jaką musi osiągnąć obiekt, aby umieścić go na orbicie okołoziemskiej ( 8 km/s ) i zaleca użycie rakiety wielostopniowej z silnikami na paliwo ciekłe.

W 1928 r. słoweński Herman Potočnik (1892–1929) w swoim wyjątkowym dziele Das Problem der Befahrung des Weltraums („Problem lotu kosmicznego”) opisuje środki, jakie należy wdrożyć, aby umożliwić człowiekowi stałe osiedlenie się w kosmosie. Opisuje, w jaki sposób statek kosmiczny umieszczony na orbicie może być wykorzystany do pokojowych i wojskowych obserwacji powierzchni Ziemi; pokazuje zainteresowanie nieważkości dla eksperymentów naukowych. Książka opisuje działanie satelitów geostacjonarnych (wspomnianych po raz pierwszy przez Cielkowskiego) oraz zgłębia problem komunikacji między ziemią a satelitami drogą radiową. Ale książka nigdy nie wspomina o wykorzystaniu satelitów do przekazywania telekomunikacji i jako systemu nadawczego.

W 1945 roku pisarz science fiction Arthur C. Clarke (1917-2008) szczegółowo opisał wykorzystanie satelitów telekomunikacyjnych do komunikacji masowej. Clarke dokonuje przeglądu ograniczeń logistycznych związanych z wystrzeleniem satelity, możliwych orbit i innych aspektów tworzenia sieci satelitów pokrywających cały świat, podkreślając zalety posiadania planetarnego systemu telekomunikacyjnego. Sugeruje również użycie trzech satelitów na orbicie geostacjonarnej, które wystarczyłyby na pokrycie całej planety.

Pierwsze satelity

Pierwszy sztuczny satelita, Sputnik 1 , został wystrzelony przez ZSRR w dniu4 października 1957i jest punktem wyjścia kosmicznego wyścigu między ZSRR a Stanami Zjednoczonymi . Sputnik 2 , wprowadzony na rynek3 listopada 1957umieszcza na orbicie po raz pierwszy żywe stworzenie, pies La dogka . Stany Zjednoczone, których program kosmiczny jest opóźniony, umieszcza na orbicie swojego pierwszego satelitę ( Explorer 1 )31 stycznia 1958. wCzerwiec 1961, trzy i pół roku po Sputniku 1, Siły Powietrzne USA wykryły prawie 115 satelitów krążących wokół Ziemi. Do badań naukowych wykorzystywane są pierwsze satelity. Zmienność orbity Sputnika 1 pozwala lepiej zrozumieć gęstość górnych warstw atmosfery.

Pierwszy satelita wyniesiony na orbitę przez krajową wyrzutnię

Kraj	Rok premiery	Pierwszy satelita (znaczenie nazwy)
związek Radziecki	1957	Sputnik 1 (towarzysz)
Stany Zjednoczone	1958	Odkrywca 1 (odkrywca)
Francja	1965	Asterix (postać z kreskówki)
Japonia	1970	Ōsumi (nazwa japońskiej prowincji)
Chiny	1970	Dong Fang Hong I (Czerwony Wschód)
Wielka Brytania	1971	Prospero X-3 (postać Szekspira)
Indie	1980	Rohini (postać z mitologii hinduskiej )
Izrael	1988	Ofeq 1 (poziom)
Ukraina	1992	Strela (strzałka)
Iran	2009	Omid 1 (nadzieja)
Korea Północna	2012	Kwangmyŏngsŏng 3 numer 2
Korea Południowa	2013	STSAT-2C

Mnożenie pól zastosowań

Wojskowe satelity obserwacyjne pojawiły się na początku podboju kosmosu: są to amerykańskie satelity serii Corona (pierwsze wystrzelenie wCzerwiec 1959), które umożliwiają obserwację rosyjskich instalacji wojskowych, których baterie przeciwlotnicze w coraz większym stopniu chronią przed samolotami szpiegowskimi. Bardzo złożony (zdjęcia zrobione są wysyłane na Ziemię w kapsule, którą trzeba odzyskać w locie), zajmie nie mniej niż 20 startów, zanim uzyska się pierwszy udany lot. Pierwszym satelitą wczesnego ostrzegania zaprojektowanym do wykrywania wystrzelenia rakiety strategicznej jest amerykański Midas , którego pierwszy udany lot datuje się namaj 1960.

TIROS-1 , wprowadzony na rynek1 st kwiecień 1960inauguruje satelity do obserwacji meteorologicznych. Amerykański satelita Landsat-1 wystrzelony w dniu23 lipca 1972, jest pierwszym satelitą przeznaczonym do obserwacji Ziemi, a dokładniej do oceny upraw zbóż. Satelita GEOS-3 wystrzelony w dniu9 kwietnia 1975 r.inauguruje wykorzystanie radaru z kosmosu. Rozpoczęty dnia30 maja 1971, satelita Mariner 9 jest pierwszym satelitą na orbicie innej planety ( Marsa ). Hubble Space Telescope , uruchomiony w 1990 roku, jest pierwszym obserwatorium tego wymiaru należy umieścić na orbicie.

Satelity telekomunikacyjne, pierwsze zastosowanie komercyjne

W 1960 roku na niskiej orbicie umieszczono pierwszy satelita telekomunikacyjny Echo . Jest to satelita pasywny, zadowalający się zwrotem sygnałów, w przeciwieństwie do Telstara 1 umieszczonego na orbicie 1962, który je wzmacnia: do odbioru sygnału z tego ostatniego wciąż potrzebna jest kilkudziesięciometrowa antena. W tym czasie tylko Stany Zjednoczone opanowały technologię tworzenia kosmicznego systemu telekomunikacyjnego. Organizacja Intelsat została powołana, aby uczynić amerykańskie inwestycje opłacalnymi, zapewniając swoim członkom amerykańskie usługi w zamian za ich wkład. Satelita Early Bird (1965), wystrzelony na zlecenie Intelsatu, jest pierwszym satelitą telekomunikacyjnym umieszczonym na orbicie geostacjonarnej. Zdolność satelitów telekomunikacyjnych początkowo ograniczona do 300 obwodów telefonicznych, wzrośnie o wykorzystanie zaliczek w układ elektroniczny dotrzeć do 200.000 na koniec XX th wieku.

Satelity Symphonie (1974-1975), owoc współpracy francusko-niemieckiej , były pierwszymi satelitami telekomunikacyjnymi wyprodukowanymi w Europie. Kilka nowości zostały wprowadzone: stabilizację trzech osi w orbicie geostacjonarnej i stosowanie Biergol napędowego systemu dla geosynchroniczny prowadzenia kolistą manewrowego i stacji.

Operatorzy międzynarodowi ( Inmarsat przydzielony do komunikacji morskiej, Intersputnik dla krajów wschodnich), regionalni ( Eutelsat , operator europejski, Arabsat itp.), krajowi i prywatni ( Astra ) powstali w latach 1970-1980 w celu połączenia środków niezbędnych do założenia dedykowanych sieci satelitarnych, podczas gdy Intelsat zapewnia zasięg na całym świecie. Rosja, upośledzona zarówno przez szerokość geograficzną swoich baz startowych, jak i znacznej części kraju, nie przyjmuje systemu satelitów geostacjonarnych, który się rozpowszechnił, lecz tworzy system oparty na satelitach o silnie eliptycznej orbicie średniej. W latach 1990-2000 rentowność zróżnicowanej działalności (telewizja bezpośrednia, Internet, komunikatory) gwałtownie wzrosła: w efekcie stopniowo prywatyzowano organizacje międzynarodowe (Intelsat) i regionalne (Eutelsat), a liczba operatorów prywatnych wzrosła. Działalność ta jest jednym z sektorów najbardziej dotkniętych bańką internetową końca lat 90.: kilku operatorów tworzy projekty konstelacji (od 10 do 70 satelitów ) na niskiej orbicie ( Iridium , Globalstar itp.), aby wystrzelić m.in. telefonia. Ale nie ma opłacalności i projekty są wstrzymywane lub ich cele są korygowane w dół. Trzy czwarte dzisiejszych dochodów pochodzi z telewizji satelitarnej, która kwitnie na wszystkich kontynentach.

Obszary zastosowania

Satelity są dwojakiego rodzaju. Najliczniejsze satelity aplikacyjne służą do obsługi telekomunikacji na dużych obszarach i obserwacji Ziemi (obserwacje, geopozycjonowanie, teledetekcja, rozpoznanie wojskowe). Ich służba nie może zostać przerwana, wymagają zwolnień na orbicie i zastępowania przez nowe pokolenia. Z drugiej strony satelity naukowe mają bardzo szeroki zakres misji, od badania środowiska kosmicznego do badania kosmosu przez teleskopy kosmiczne .

Zalety satelity

Znaczna część widma elektromagnetycznego jest filtrowana przez atmosferę ziemską i nie dociera do ziemi; tylko teleskopy zamontowane na satelitach umożliwiają badanie promieni gamma i rentgenowskich, które są bogate w informacje kosmologiczne, ale są całkowicie pochłaniane przez jonosferę . Część promieniowania ultrafioletowego jest przechwytywana przez ozon, podczas gdy promieniowanie podczerwone jest pochłaniane przez parę wodną i dwutlenek węgla w atmosferze. W zakresie promieniowania widzialnego teleskop kosmiczny jest wolny od zakłóceń atmosferycznych i zanieczyszczeń świetlnych, z jakimi mają do czynienia teleskopy naziemne.

Satelita znajduje się w idealnej pozycji do obserwacji Ziemi. Umieszczony na odpowiedniej trajektorii ma pole obserwacji, które może objąć całą półkulę ziemską; może również, w przypadku najnowszych instrumentów, zejść do rozdzielczości kilku decymetrów. Jest w stanie cyklicznie fotografować w tym samym czasie słonecznym obszar powierzchni Ziemi z regularnością metronomu, umożliwiając szybkie uwypuklenie zachodzących zmian.

W dziedzinie telekomunikacji jeden satelita może przekazywać między stacjami rozproszonymi na całym kontynencie lub transmitować z jednej anteny transmisje telewizyjne lub radiowe do wszystkich indywidualnych odbiorników w kilku krajach: zastępuje bardzo kosztowną ciężką infrastrukturę naziemną i jest podatny na szybkie działanie. uderzony przez techniczne przestarzałość. Finansowa porażka telefonii satelitarnej , przezwyciężona postępem GSM , pokazuje, że ta przewaga nie zawsze jest decydująca.

Wreszcie, satelita to najlepszy sposób na badanie warunków panujących w kosmosie: strumienia cząstek, pól elektrycznych i magnetycznych.

Satelity naukowe

Satelity naukowe to satelity wykorzystywane do badań naukowych z kosmosu . W tej kategorii znajdujemy pierwsze satelity, takie jak Sputnik 1, których emisje radiowe umożliwiły badanie górnych warstw atmosfery. Pierwsze cegiełki kosmicznej Europy położono na prośbę naukowców, którzy są zalążkami europejskich organizacji ELDO i ESRO .

Badanie Ziemi i bliskiej przestrzeni

Ta kategoria obejmuje satelity, których misje dotyczą geodezji (poziom oceanu, wg TOPEX/Poseidon ), geodynamiki (badanie tektoniki płyt ), modelowania funkcjonowania biosfery (co stało się istotnym zagadnieniem w ramach teorii globalnego ocieplenia). ).

Podstawowe badania fizyki

Kosmos jest również idealnym miejscem do weryfikacji pewnych teorii fizycznych, w których grawitacja jest zaangażowana.Możemy przytoczyć weryfikację zasady równoważności przez satelity Microscope i STEP lub poszukiwanie fal grawitacyjnych przez ( Lisa ).

Satelity astronomiczne

Te astronomiczne satelity , które są teleskopy na orbicie można obserwować głęboką przestrzeń o rozdzielczości przekraczającej że z najpotężniejszych obserwatoria naziemne ( HST ). Całe widmo elektromagnetyczne jest dziś badane przez teleskopy kosmiczne: promieniowanie X ( XMM-Newton ), gamma ( INTEGRAL ), podczerwień ( teleskop ISO ). Koniec lat 2000 obfitował w nowe instrumenty (dla Europy Herschel , Planck ). Brak atmosfery pozwala na wykrycie egzoplanet znajdujących się w zewnętrznych układach gwiezdnych ( CoRoT ).

Satelity telekomunikacyjne

Satelity telekomunikacyjne służą do przesyłania informacji z jednego punktu na Ziemi do drugiego, w tym do komunikacji telefonicznej, transmisji danych (np. Thuraya ), komunikacji satelitarnej i programów telewizyjnych. Jest to jedyny obszar, który generuje przychody znacznie wyższe niż wydatki. Klientami są firmy prywatne lub dawniej sprywatyzowane organizacje międzynarodowe, które zazwyczaj posiadają na orbicie flotę satelitów. Domena jest największym użytkownikiem orbity geostacjonarnej.

Główne floty satelitów telekomunikacyjnych to:

z Intelsat , obejmujące wszystkich krajów na świecie dla łączności powszechnej;
z Inmarsat dla komunikacji morskiej;
z Eutelsat ( Hotbird , Atlantic Bird 3 , W1,2,3, itp ) i SES lub spółki europejskiej satelitarnej ( Astra 1 i 2 ), dla Europy;
z Arabsat obejmujące od 1980 roku wszystkie kraje Ligi Arabskiej .

Tak zwane bezpośrednie satelitów nadawczych zostały na wzrost w ciągu ostatnich dziesięciu lat: one transmitowane pakiety wynagrodzenia oraz kanały kodowane, a także setki niezaszyfrowanej i bezpłatną telewizją i kanałami radiowymi, które mogą być odbierane na antenę , takie jak antena satelitarna . , domowe małe rozmiary (<60 cm ) i niedroga, dzięki dużej mocy nadawczej satelitów nadawczych.

Satelity obserwacyjne

Satelity teledetekcyjne obserwują Ziemię w celach naukowych (temperatura morza, zaleganie śniegu, susza itp.), ekonomicznych (zasoby naturalne, rolnictwo itp.) lub wojskowych (główna rola we współczesnych wojnach), częściej określa się je mianem nazwy satelitów szpiegowskich). Spektrum obserwacji jest ogromne: optyczne, radarowe, podczerwone, ultrafioletowe, nasłuchiwanie sygnałów radiowych. Rozdzielczość jest obecnie mniejsza niż metr dla niektórych zakresów częstotliwości. Zależy to od zastosowanej technologii, ale także od wysokości satelity: dobra rozdzielczość wymaga niskiej orbity, generalnie synchronicznej do Słońca, używanej na przykład przez satelity obserwacyjne Ziemi z rodziny SPOT . Stała orbita geostacjonarna jest preferowana do stałego monitorowania w czasie rzeczywistym, tak jak w przypadku światowego programu obserwacji pogody i jego rodzin satelitów meteorologicznych , w tym europejskiego METEOSAT .

Satelity radarowe mogą analizować, za pomocą technik interferometrycznych , wariacje kilku milimetrów w niektórych strukturach. Są przydatne do badania ruchów płyt kontynentalnych, zwłaszcza przed lub po trzęsieniu ziemi , lub zmian grubości lodu morskiego.

Satelity pozycjonujące i nawigacyjne

Satelity te umożliwiają poznanie położenia obiektów na powierzchni Ziemi, w powietrzu (samoloty, pociski) oraz w kosmosie. Przykłady: DORIS , amerykański system GPS , przyszły europejski system Galileo , rosyjski system GLONASS czy chiński COMPASS .

W tej kategorii znajduje się również mobilny system pozycjonowania obiektów Argos , pochodzący z 1978 roku i noszony przez amerykańskie satelity meteorologiczne i europejski MetOp .

Satelity wojskowe

Potrzeby wojska stały u źródeł pierwszych satelitów obserwacyjnych: już w 1959 roku, w kontekście zimnej wojny , Stany Zjednoczone i ZSRR opracowały wojskowe satelity obserwacyjne, które potocznie i niewłaściwie nazywane są „ satelitami szpiegowskimi ” ( pierwszym z nich była seria Discoverer). Umożliwiły obserwację zasobów wojskowych wroga na niedostępnych terenach. Dziś współczesne konflikty szeroko z niego korzystają i na pewno nie mogą się bez niego obejść, wykorzystując różne typy satelitów wojskowych:

że satelita rozpoznawczy (np Helios ), które wykorzystują optyczne, podczerwień, obrazy radarowe dla instalacji strategiczne (instalacje wojskowe, pole bitwy ...). Satelity te, czasami obdarzone wyjątkowymi możliwościami (rozdzielczość kilku centymetrów, zdolność schodzenia na małą wysokość, masa kilkunastotonowa) przyczyniły się do pionierskich technik stosowanych dzisiaj przez cywilne satelity obserwacyjne;
Te satelity telekomunikacyjne stosowane dla wojskowych szyfrowanych połączeń zwykle (np programem satelitarnym Syracuse );
z satelitów telekomunikacyjnych i nasłuchuje sygnałów radarowych wdrażających anten o średnicy może osiągnąć więcej niż 100 metrów (Mentor amerykańskie satelity);
satelity monitorujące flotę morską ( RORSAT ), które lokalizują okręty wojenne za pomocą emisji radarowych;
satelita wczesnego ostrzegania, wyposażone w czujniki podczerwieni (serie amerykańskiego SATELITACH DSP) do wykrywania ciepła emitowanego przez uruchomienie balistycznych pocisku ;
z satelitów nawigacyjnych wykorzystywanych w operacjach wojskowych (GPS konstelacji z cywila / joint celów wojskowych) do precyzyjnego kierunkiem rakiet , pocisków i pozycjonowania jednostki wszystkich rodzajów;
z satelity pogodowe przydzielony do misji wojskowych.

Badanie innych ciał niebieskich w Układzie Słonecznym

Te najbardziej zaawansowane agencje kosmiczne uruchomione na początku ery kosmicznej statku kosmicznego do zbadania układu słonecznego z wykorzystaniem instrumentów naukowych. Początkowo te sondy kosmiczne były zdolne tylko do prostego lotu nad badanymi planetami, ponieważ orbitowanie wokół odległego ciała niebieskiego wymaga nawigacji o dużej precyzji i mniej lub bardziej istotnej masy materiałów pędnych . Postęp w technologii kosmicznej i rosnąca moc wyrzutni umożliwiły umieszczenie niektórych z tych urządzeń na orbicie najpierw wokół Księżyca i pobliskich planet ( Mars , Wenus ), a następnie bardziej odległych ciał niebieskich ( Jowisz , Saturn , Westa , Ceres ) lub trudno dostępne, takie jak Merkury głęboko osadzony w studni grawitacyjnej Słońca lub komety i asteroidy z nieregularnymi polami grawitacyjnymi. Umieszczając się na w większości polarnej orbicie, sonda kosmiczna może prowadzić długotrwałe badania całego ciała niebieskiego. Po tych badaniach może nastąpić misja zrzucenia typu podwozia (statycznego) lub łazika (ruchomego) na powierzchnię ciała niebieskiego w celu przeprowadzenia badań in situ .

Dowód osobisty satelity

Satelita składa się z dwóch podzespołów:

ładowność który obejmuje instrumenty konieczne do spełnienia misję: anteny i wzmacniacze dla satelity telekomunikacyjnego, instrumentu optycznego do obserwacji Ziemi, itp ;
platforma lub moduł serwisowy , który obsługuje ładunek i zapewnia zasoby potrzebne do jego działania (energia elektryczna itp.), utrzymuje satelitę na swojej orbicie zgodnie z żądaną orientacją i zapewnia połączenie ze stacjami naziemnymi.

Główne cechy satelity to jego ładowność, masa, żywotność, orbita i platforma.

Ładunek

Ładowność jest podzbiorem satelity odpowiedzialnej za przeprowadzenie jej misji. Różni się w zależności od typu satelity i obejmuje w szczególności:

transpondery do satelity telekomunikacyjnego;
kamera lub radar do satelity obserwacyjnego;
teleskop do astronomicznego satelity obserwacyjnego.

Masa

Masa satelity jest jednym z głównych czynników kosztowych: wyniesienie kilograma na niską orbitę kosztuje od 10 000 do 30 000 USD za kilogram, w zależności od użytej wyrzutni (2004). Ale w dziedzinie telekomunikacji ciężki satelita ma większe możliwości – liczbę jednoczesnych komunikacji dla satelity telekomunikacyjnego, liczbę instrumentów pokładowych dla satelity naukowego – oraz dłuższą żywotność dzięki przenoszeniu większej ilości paliwa. Najbardziej masywne satelity to satelity teledetekcyjne na niskiej orbicie, które mogą osiągnąć 20 ton : wojskowe ( KH-11 , 19,6 ton ) lub cywilne ( ENVISAT , 8 ton ) satelity rozpoznawcze .

Maksymalna masa satelitów (zwłaszcza dla orbity geostacjonarnej) była przez długi czas ograniczona pojemnością wyrzutni i stopniowo zwiększana na potrzeby telekomunikacji aż do lat 90. XX wieku.

W zależności od rodzaju misji rozkład masy może być bardzo różny.

Przykłady masowej wentylacji dwóch satelitów

	Spot 4 satelita obserwacyjny	Żywotność satelity geostacjonarnego 15 lat
Platforma	1100 kg	1620 kg
Ładunek	1060 kg	660 kg
Całkowita sucha masa	2 160 kg	2280 kg
Ergol	160 kg	2780 kg
Msza podczas startu	2320 kg	5060 kg

Miniaturyzacja elektroniki umożliwia teraz projektowanie kompletnych satelitów wyposażonych w zaawansowane funkcje o wadze kilkudziesięciu kilogramów. Wśród satelitów świetlnych wyróżniamy:

minisatelity (lub minisaty) ważące kilkaset kilogramów, takie jak sektor Proteus ;
mikrosatelity (lub microsat) od 10 do 100 kg . Wykorzystywane są głównie do misji naukowych lub obserwacyjnych ( PARASOL ) lub do walidacji rozwiązań technicznych ( SMART-1 ). W formie konstelacji mogą wypełnić misję, którą normalnie przypisuje się pełnowymiarowemu satelicie ( Swarm ). Komercyjny operator usług przesyłania wiadomości i lokalizacji ( Orbcomm ) wykorzystał konstelację 40- kilogramowych satelitów z mieszanym sukcesem ze względu na ograniczoną pojemność satelitów;
Kilkukilogramowe nanosatelity wykorzystywane są głównie jako demonstratory technologii lub do ograniczonych eksperymentów naukowych. Ten format jest bardzo popularny na uniwersytetach.

Dożywotni

Żywotność satelity jest powiązana z rodzajem misji. Niedawny satelita telekomunikacyjny (na przykład Hotbird 10 wyniesiony na orbitę na początku 2009 r.) został zbudowany tak, aby działał przez około piętnaście lat, podczas gdy satelita obserwacyjny, taki jak seria Spot, jest zbudowany na 5 lat. Koniec życia satelity jest często związany z wyczerpaniem się materiałów pędnych, które pozwalają mu utrzymać orbitę na nominalnej trajektorii i orientować instrumenty. Innym wrażliwym sprzętem są akumulatory, które w niektórych rodzajach misji mogą zostać wyczerpane przez powtarzające się cykle ładowania/rozładowania i urządzenia elektroniczne. Działanie niektórych satelitów naukowych (teleskop na podczerwień itp.) wykorzystuje do chłodzenia pokładowy ciekły hel, który po wyczerpaniu zatrzymuje instrument.

Awarie mogą być również przyczyną całkowitego lub częściowego wyłączenia działania satelity. Badanie przeprowadzone na satelitach geostacjonarnych w latach 1965-1990 wskazuje na całkowitą awarię 13 satelitów geostacjonarnych i 355 awarii częściowych. Awarie te wpływają na ładowność w 39% przypadków , 20% na system kontroli orientacji i orbity, 9,6% na napęd, 9,3% na zasilanie i 9,2% na komponenty mechaniczne. Te awarie są spowodowane konstrukcją (25%), środowiskiem (22%) lub nawet komponentami (16%).

Platforma

Platforma ( autobus w języku angielskim), lub moduł serwisowy grupuje wszystkie elementy satelitarne, które pozwalają jej działać. Stosunkowo niezmienny skład platformy pozwala głównym producentom satelitów oferować standardowe modele odpowiadające najczęstszym misjom:

Główne platformy budowane seryjnie

Budowniczy	Nazwa	Masa ładunku	Masa całkowita	Energia elektryczna	Typ orbity	Dożywotni	Cechy szczególne / uwagi
Boeing	Boeing 601	48 lub 60 transponderów	2,5-4,5 tony	4,8 kW 10 kW (KM)	geostacjonarne / średnie		Silnik jonowy (opcja)
Boeing	Boeing 702		4,5-6,5 t	7-18 kW	geostacjonarny	7 lat	Silnik jonowy
Astrium	Eurostar E2000 +	550 kg	3,4 t	4-7 kW	geostacjonarny	12 lat
Astrium	Eurostar E3000	1000 kg	4,8-6,4 t	> 16 kW (CU od 4 do 14 kW )	geostacjonarny	15 lat	Napęd elektryczny (opcja)
OHB	Mały Geo	300 kg		3 kW	geostacjonarny	15 lat	Napęd elektryczny
Thales Alenia Przestrzeń (TAS)	Spacebus 3000		2,5-5,2 t		geostacjonarny	15 lat
Thales Alenia Space	Spacebus 4000		4,0–5,9 t	do 15,8 kW (CU do 11,6 kW )	geostacjonarny	15 lat
Astrium i TAS	Alfabus	1300 kg	6,5 tony	CU od 13 do 18 kW	geostacjonarny	15 lat	Napęd elektryczny
Astrium	AstroSat-1000		900 kg	1,4 kW	niski	7 lat	Plejady
CNES / TAS	odmieniec		500 kg	0,5 kW	niski	5 lat	Jason , CALIPSO , SMOS
CNES / Astrium-TAS	Miriada	80 kg		0,06 kW	niski	2 lata	SPIRALA

Platforma składa się z kilku podzespołów:

struktura satelity;
system produkcji energii;
system kontroli termicznej;
system kontroli położenia i orbity (SCAO);
zarządzanie pokładem sterującym pracą satelity;
układ napędowy.

Wrogie środowisko kosmiczne

Projekt satelitów musi uwzględniać głęboko wrogi charakter środowiska kosmicznego. Satelity krzyżują się w niemal absolutnej próżni (10 -9 Pa ). Przy takim ciśnieniu atomy powierzchni ciał stałych mają tendencję do sublimacji i mechanizmy ulegają zablokowaniu. Od smarów rozwiniętych działać w próżni, powinny być stosowane. W próżni energia cieplna, wytwarzana w dużych ilościach przez elektronikę satelitów, może zostać usunięta tylko przez promieniowanie. Rozbłyski słoneczne i promienie kosmiczne generują błędy w przetwarzaniu danych przez elektronikę satelity. Jeśli orbita satelity powoduje, że przechodzi on przez pasy Van Allena (w przypadku satelitów geostacjonarnych lub na orbicie średniej i wysokiej), może to prowadzić do degradacji elementów elektronicznych, materiałów i instrumentów optycznych. Plazma cząsteczkowa stwarza ryzyko wyładowania elektrostatycznego powodującego awarię. Promieniowanie słoneczne stopniowo degraduje krzem w panelach słonecznych, zmniejszając ich wydajność.

Struktura satelity

Wytrzymałość mechaniczną satelity zapewnia jego konstrukcja. Obsługuje to główne podzespoły funkcjonalne satelity. Zapewnia również interfejs mechaniczny z wyrzutnią.

Konstrukcja jest zwymiarowana tak, aby poradzić sobie z naprężeniami mechanicznymi podczas lotu z napędem. Start rakiety nośnej generuje znaczne drgania pochodzące głównie z silników i turbopomp, które są przenoszone przez korpus rakiety do satelity i mieszczą się w zakresie częstotliwości od 0 do 2000 Hz . Podczas startu pod owiewką, w której znajduje się satelita , hałas dochodził do 150 decybeli . Ta ostatnia ulega również przyspieszeniom i spowolnieniom, które mogą być szczególnie silne podczas oddzielania się stopni, gdy owiewka jest zwolniona oraz w momencie oddzielania wyrzutni i satelity z powodu użycia ładunków pirotechnicznych. Poza tymi okazjonalnymi wstrząsami, największe przyspieszenie zwykle ma miejsce w końcowej fazie lotu z napędem (do 4 lub 5 g ). Konstrukcja musi być zaprojektowana tak, aby wytrzymać wszystkie te wysiłki, pozostając jednocześnie lekką.

Konstrukcja musi być zaprojektowana w taki sposób, aby ograniczyć odkształcenia wynikające z dużych różnic temperatur pomiędzy różnymi częściami satelity po jego umieszczeniu na orbicie: osie widzenia czujników, anten i instrumentów muszą pozostać praktycznie niezmienne, aby że satelita może nominalnie wypełnić swoją misję. Wymóg ten jest szczególnie ważny dla teleskopów kosmicznych (względna pozycja zwierciadeł). Aby spełnić to ograniczenie, konstrukcja jest wykonana z materiałów o niskim współczynniku rozszerzalności, takich jak kompozyty węglowe.

Produkcja energii

Satelita musi mieć zasilanie elektryczne do obsługi ładunku i platformy. Wymagania dotyczące zasilania elektrycznego różnią się w zależności od wielkości satelitów i rodzaju zastosowania. Najbardziej wymagające są satelity telekomunikacyjne, które zużywają bardzo dużo energii wzmacniając odbierane sygnały. Satelity obserwacyjne wykorzystujące radar również wymagają dużej ilości energii, ale nieregularnie. Satelity wykorzystujące pasywne instrumenty obserwacyjne (teleskopy kosmiczne itp.) są najmniej wymagające, a wymagana moc wynosi od 1 do 15 kW (w 2009 r.), co jest wartością stosunkowo niską, dzięki zastosowaniu wyrafinowanej elektroniki o niskim poborze mocy.

Energia elektryczna jest zwykle dostarczana przez panele słoneczne wykorzystujące energię słoneczną. W przypadku satelity krążącego wokół Ziemi potrzeba średnio 40 m 2 paneli słonecznych, aby dostarczyć 10 kW (całkowita rozpiętość może osiągnąć 40 metrów ). Orientacja satelity w stosunku do Słońca jest, ze względu na jego trajektorię, stale modyfikowana: panele słoneczne muszą zatem być stale przeorientowane, aby promienie Słońca padały na nie prostopadle. Gdy satelita znajduje się na orbicie geostacjonarnej lub synchronicznej ze słońcem, panele muszą być w stanie obracać się tylko wokół jednej osi, ale dla pozostałych orbit ziemskich wymagane są dwa stopnie swobody .

Satelita krążący wokół Ziemi może być w drodze w stożku cienia Ziemi. Rzadkie zjawisko dla satelitów geostacjonarnych (dwa razy w roku w czasie równonocy ) stanowi jedną trzecią czasu podróży satelity synchronicznego do Słońca. W okresach ciemności satelita czerpie energię z baterii, które są zasilane podczas fazy oświetlenia. Częste wyładowania baterii satelitów na niskiej orbicie ograniczają ich żywotność i stanowią jedno z głównych ograniczeń żywotności tego typu satelitów (na ogół poniżej 5 lat).

W przypadku satelitów krążących wokół planety z dala od Słońca zastosowanie ogniw fotowoltaicznych staje się niemożliwe. Powszechnie stosuje się energię elektryczną wytwarzaną przez generatory jądrowe, takie jak radioizotopowe generatory termoelektryczne (RTG). Tak jest w przypadku sondy kosmicznej Cassini , która stała się sztucznym satelitą planety Saturn ,1 st lipca 2004, energia elektryczna jest dostarczana przez trzy RTG, aby wyprodukować co najmniej 628 W po 11 latach misji.

System kontroli termicznej

System kontroli termicznej musi utrzymywać temperaturę komponentów satelity w zakresie wartości, który często jest zbliżony do spotykanego na ziemi (około 20 ° C ). Satelita jest poddawany silnym naprężeniom termicznym z różnicami temperatur, które mogą sięgać 200 ° C między twarzą oświetlaną przez Słońce a twarzami zwróconymi w kosmos. Urządzenia i przyrządy pokładowe przekształcają energię elektryczną, którą wykorzystują w energię cieplną, którą należy usunąć. Jednak próżnia nie może rozproszyć tej energii przez konwekcję powietrza i dlatego energia musi zostać usunięta przez promieniowanie, co jest mniej wydajnym procesem chłodzenia.

Zazwyczaj satelita jest owinięty kilkoma warstwami izolacyjnymi z kaptonu lub mylaru na podłożu aluminiowym, które występują naprzemiennie z materiałami takimi jak jedwab , nomex lub dacron . Koc ten odbija promieniowanie podczerwone i ma niską przewodność cieplną . Urządzenia, które wytwarzają najwięcej ciepła, są instalowane w miarę możliwości na grzejnikach skierowanych na zewnątrz, które rozpraszają ciepło dzięki wysokiej emisyjności w podczerwieni. Ciepło wytwarzane przez urządzenia znajdujące się wewnątrz satelity odprowadzane jest rurkami cieplnymi do grzejników zamontowanych na zewnętrznych ścianach satelity. Anteny i panele słoneczne są zabezpieczone termicznie za pomocą materiałów izolacyjnych i farb.

Gdy przyrządy i sprzęt nie działają, rezystory grzewcze umożliwiają utrzymanie temperatury w zalecanych zakresach. Może być konieczne utrzymywanie niektórych instrumentów w bardzo niskiej temperaturze: na przykład bolometry na pokładzie teleskopu kosmicznego Planck muszą być utrzymywane w temperaturze 0,1 kelwina .

Zarządzanie krawędziami

Zarządzanie na pokładzie kontroluje działanie satelity. Skupia następujące podsystemy:

telemetria, zdalne sterowanie;
monitorowanie i sterowanie satelitarne;
przetwarzanie danych.

O dialog z ziemią dba system zdalnego sterowania i telemetrii. Funkcje zdalnego sterowania (ziemia ⇒ satelita) odbierają i dekodują instrukcje lub dane wysyłane przez centrum sterowania i zapewniają ich dystrybucję do innych podsystemów. Funkcje telemetryczne (satelita – ziemia) zbierają dane satelitarne dotyczące pracy satelity, dane z przyrządów i po kompresji przekazują je do centrum sterowania, gdy stacje są w widzialności.

System kontroli lotu utrzymuje trajektorię i orientację satelity. System ten opiera się na oprogramowaniu, które wykorzystuje dane dostarczane przez różne typy czujników do określania odchyleń i dokonuje korekt za pomocą siłowników (orientacja) i ogólnie silników chemicznych (trajektoria). Wśród innych funkcji obsługiwanych przez zarządzanie pokładowe:

monitorowanie pracy satelity, wykrywanie ewentualnych awarii, przeprowadzanie diagnostyki i aktywowanie obejść;
weryfikacja zgodności z ograniczeniami termicznymi;
synchronizacja czasu różnych podsystemów;
uruchamianie zaplanowanych zadań na poziomie ładunku (ukierunkowane przechwytywanie obrazu itp.).

Niektóre z tych funkcji mogą być realizowane ze stacji naziemnych lub powierzone automatyce satelitarnej.

Dane zbierane przez przyrządy są przechowywane w pamięciach masowych w oczekiwaniu na ich przesłanie do stacji podczas lotu nad anteną odbiorczą. Wewnętrzna komunikacja satelitarna odbywa się za pośrednictwem magistrali. Przesyłany strumień danych musi być chroniony przed błędami, które mogą być spowodowane przez naładowane cząstki bombardujące satelitę.

Układ napędowy Charakterystyka głównych układów napędowych

Technologia	Impuls właściwy (s.)	Siła ciągu (niutony)	Obszar roboczy
Zimny gaz	50-170	0,05-20	Kontrola orbity i orientacji
paliwo stałe	280-310	50-50000	Manewr transferu
Ciekły
Przegrzana hydrazyna	280-300	0,05-0,5	Kontrola orbity i orientacji
Diergole	280-315	5-500	Manewr transferu, kontrola orbity i orientacji
Elektryczny
Elektrotermiczne	450-600	0,1-0,2
Elektrostatyczny	2500-3000	0,02	Kontrola orbity i orientacji
Osocze	1200-2500	0,01-0,1	Kontrola orbity i orientacji

Satelitarny system napędowy spełnia kilka misji:

przenosi satelitę z orbity wtryskowej na orbitę końcową;
w przypadku satelity wystrzelonego w kierunku planety innej niż Ziemia, system napędowy może również zapewnić wtrysk na trajektorię międzyplanetarną.

Po umieszczeniu satelity:

koryguje modyfikacje orbity wywołane zaburzeniami naturalnymi (opór atmosferyczny, nieprawidłowości w polu grawitacyjnym itp.);
koryguje położenie (orientację) satelity, jeśli nie jest utrzymywane przez inne urządzenie;
pozwala na planowane zmiany orbity w ramach misji niektórych satelitów naukowych.

Biorąc pod uwagę różnorodność ról pełnionych przez napęd, na satelicie często występują dwa typy silników rakietowych: jeden, mocniejszy, wykonuje najważniejsze manewry, drugi, bardziej precyzyjny, ale o mniejszym ciągu, interweniuje w celu drobnych poprawek. Ponadto satelity telekomunikacyjne zazwyczaj zawierają silnik apogeum, którego jedyną rolą jest zapewnienie prędkości 1500 m/s w celu cyrkulacji orbity na wysokości 36 000 km podczas stacjonowania.

Masa układu napędowego (materiałów pędnych, sterów strumieniowych, zbiorników itp.) jest bardzo zróżnicowana w zależności od typu satelity. W geostacjonarnym satelicie telekomunikacyjnym o żywotności 15 lat masa paliw (bez samego układu napędowego) może stanowić ponad 50% masy satelity, podczas gdy na satelicie obserwacyjnym takim jak Spot 4 te same paliwa stanowią około 7 % masy.

Niezbędne ciągi wahają się od kilku miliniutonów (działania korygujące) do kilkuset niutonów (dla przypomnienia , 1 N umożliwia przekazanie przyspieszenia 1 m / s 2 do masy 1 kg ), jeśli przeniesienie na końcową orbitę obsługiwany przez satelitę. Istnieją cztery rodzaje napędu, charakteryzujące się impulsami specyficznymi (impuls specyficzny mierzy sprawność silnika rakietowego: podaje w sekundach czas, w którym kilogram paliwa wytwarza ciąg o wartości jednego kilograma-siła) i znacząco różnymi ciągami. Wszystkie te technologie opierają się na szybkim wyrzucaniu materiału:

stały napęd dostarcza ważnych wyprysków. Jego zastosowanie w dziedzinie słabych pchnięć jest w trakcie badań. Tego typu silnika nie można ponownie uruchomić. Służy wyłącznie do wstrzykiwania na końcową orbitę;
napędowy ciekły propelent : spalanie jeden lub dwa propelenty (na diergols) generuje gazy, które są wydalane z dużą prędkością. Uzyskany ciąg może być słaby lub stosunkowo silny i pokrywać wszystkie potrzeby;
zimny gaz strumieniowy : gaz (zazwyczaj azotu ) przechowywany w zbiorniku pod wysokim ciśnieniem jest rozszerzona i usuwany z nacisku do kilku dziesiątek niutonów;
napęd elektryczny wykorzystuje energię elektryczną na ogół pochodzi z baterii słonecznych. Ciąg i impuls są słabe o wartościach zależnych od zastosowanej technologii (elektrotermiczna, elektrostatyczna, plazmowa). Technologia ta jest w pełni rozwijana, ponieważ dzięki lepszej wydajności pozwala na przyrosty masy ciała.

Kontrola orientacji

Instrumenty satelitarne, aby mogły działać poprawnie, muszą być stale wskazywane z dużą precyzją: satelity telekomunikacyjne muszą kierować swoją antenę nadawczą w kierunku bardzo dokładnej części ziemi, podczas gdy kamery satelitów obserwacyjnych muszą obramować obszary, aby być sfotografowanym w ich instrukcji: dla instrumentów satelity obserwacyjnego serii Spot, które muszą być wskazywane z dokładnością do 1 km i biorąc pod uwagę jego wysokość, między 500 a 1000 km , błąd orientacji satelity musi być mniejszy niż 0,1°. Dodatkowo, aby uniknąć zniekształcenia uzyskanego obrazu, prędkość kątowa satelity musi być mniejsza niż 0,005 °/s .

Na satelitę działają jednak momenty modyfikujące jego orientację: zjawiska naturalne (ciśnienie promieniowania słonecznego, ciśnienie aerodynamiczne, momenty wytwarzane przez pole magnetyczne lub ziemskie pole grawitacyjne itp.) lub wynikające z przemieszczeń mechanizmów satelity (przyrząd wskazywanie). Istnieje kilka metod przeciwdziałania zmianom orientacji (lub postawy):

gradientem grawitacyjnym : masa jest połączona masztem z satelitą; oś przechodząca przez maszt jest wyrównana ze środkiem satelity kierunku Ziemi. Ruchy wokół tej osi są tłumione pod wpływem grawitacji. Ten pasywny system był używany przez pierwsze satelity, ale obecnie przez większość z nich jest zaniedbywany, ponieważ dokładność orientacji wynosi tylko kilka stopni;
obracając satelitę wokół osi, która niesie instrumenty (mówi się, że satelita jest obracany). Wytworzony moment bezwładności ogranicza zmiany orientacji. System ten jest nadal używany w szczególności przez satelity Meteosat;
poprzednie systemy umożliwiały stabilizację orientacji tylko w dwóch osiach. Stabilizacja 3-osiowa jest obecnie najczęściej stosowaną metodą stabilizacji. Istnieje kilka metod. Ten oparty na kole kinetycznym jest używany przez satelity geostacjonarne. Najpopularniejszy system wykorzystuje trzy koła reakcyjne rozmieszczone wzdłuż 3 osi satelity i wprawiane w ruch dzięki energii elektrycznej dostarczanej przez panele słoneczne. Zwiększając lub zmniejszając prędkość koła, powoduje ruch obrotowy w kierunku przeciwnym do satelity, co umożliwia skorygowanie dowolnego błędu orientacji. Jeśli poprawki są zawsze dokonywane w tym samym kierunku, prędkość kół ma tendencję do wzrostu. Konieczne jest wówczas „odsycenie” (to znaczy spowolnienie) prędkości koła zamachowego, co można wykonać za pomocą prętów magnetycznych lub za pomocą małych silników odrzutowych satelity. Ostatnia metoda polega na wykorzystaniu tego ostatniego, ale paliwo zużywane do utrzymania satelity na swoim miejscu skraca jego żywotność. Również to rozwiązanie pojawia się, gdy ważna jest korekta, którą należy wprowadzić, na przykład po zmianie lub korekcji orbity.
ciśnienie promieniowania słonecznego jest często wykorzystywane do ograniczania zmian orientacji satelitów telekomunikacyjnych.

Manewry te są wyzwalane w przypadku wykrycia zmian orientacji większych niż wartości ustawione przez centrum sterowania. Orientacja satelity jest określana poprzez zsumowanie wszystkich przemieszczeń kątowych zmierzonych przez żyroskopy umieszczone na trzech osiach od momentu zarejestrowania ostatniej prawidłowej orientacji. Żyrometry i akcelerometry gromadzą błędy w czasie (dryf) i konieczne jest przeliczanie (w zależności od przypadku co kilkaset sekund, raz na orbitę) pozycji i orientacji satelity. Obliczenia te są przeprowadzane na podstawie danych dostarczanych przez czujniki, które wykorzystują jako punkt odniesienia, w zależności od satelity, środka Ziemi, Słońca lub najjaśniejszych gwiazd.

Cykl życia satelity

Od definicji misji do testów kwalifikacyjnych

Satelita produkowany jest na zamówienie klienta. Jak często przy dużych projektach deleguje na klienta wyspecjalizowane zadania w fazie projektowania, wdrożenia i kwalifikacji satelity. Wdrożenie wspiera kierownik projektu, który będzie koordynował pracę przemysłu i uczestniczących laboratoriów; ich liczba może być szczególnie istotna w przypadku satelity naukowego opracowanego we współpracy kilku krajów (60 producentów z 14 krajów za satelitę do obserwacji Ziemi ERS1 ).

Rozwój satelity, zwłaszcza gdy jego misja ma charakter naukowy, może być projektem długofalowym. Tak więc rozpoczęcie prac nad dwoma europejskimi sondami BepiColombo , które mają zostać umieszczone na orbicie wokół Merkurego w 2020 roku, datuje się na rok 2004 z planowanym startem w 2014 roku. Istnieje jednak tendencja do skracania faz rozwoju, w szczególności dla to komercyjne satelity, które wykorzystują standardowe komponenty.

Specyfikacja

Zdefiniowanie misji to pierwszy krok w projektowaniu satelity. Wymagania misji określa klient: charakterystyka ładowności , żywotność, dostępność/niezawodność, szybkość połączeń z ziemią czy nawet kompatybilność z istniejącymi systemami. Określone są również ograniczenia, w jakich musi mieścić się projekt: koszt, terminy realizacji, pojemności wyrzutni, jeśli jest ona wcześniej wybrana (dopuszczalna masa, wielkość, poziom obsługi na orbicie) itp.

Faza specyfikacji obejmuje kilka etapów skodyfikowanych w europejskiej normie ECSS dla projektowania statków kosmicznych: studium wykonalności, które bada koncepcje i precyzuje potrzeby, wstępną definicję, która ustala architekturę i wreszcie szczegółową definicję, która określa metodę. szczegółowe specyfikacje, aby rozpocząć produkcję modelu lotu. Specyfikacje muszą odnosić się nie tylko do właściwości satelity, ale również do urządzeń naziemnych niezbędnych do zapewnienia obserwacji satelity na stacji i zbierania danych, a także do właściwości wyrzutni, jeśli nie jest to możliwe. nałożone. Koszt instalacji naziemnych nie jest znikomy: w dziedzinie satelitów telekomunikacyjnych koszty w 1997 r. rozkładały się następująco: satelity (26%), wystrzelenie (21%), instalacje naziemne (15%) i usługi (38%) (wynajem kanałów i transfer danych).

W przypadku satelity naukowego kroki te są często poprzedzone selekcją, której celem jest wybranie spośród kilku propozycji projektu lub projektów, które najlepiej spełniają kryteria i ograniczenia określone przez komisję selekcyjną: wkład naukowy, koszt, wykonalność, ryzyko , itd. Jeśli chodzi o planowanie, największe ograniczenie na ogół wynika z projektu ładunku użytecznego, w szczególności w przypadku satelitów naukowych. Z drugiej strony proces jest uproszczony, gdy satelita jest częścią serii (na przykład Spot).

Osiągnięcie

Zmienna liczba modeli mniej lub bardziej zbliżonych do modelu końcowego jest wytwarzana przed satelitą operacyjnym (model lotu MV) w celu sprawdzenia specyfikacji: model strukturalny i termiczny (MSTH), model inżynieryjny i kwalifikacyjny (MIQ)… Model pośredni, jeśli jest jest wierną kopią modelu lotu, może służyć jako model zastępczy (MR) w przypadku awarii satelity lub zostać wystrzelony w celu zapewnienia kontynuacji misji po zakończeniu życia modelu lotu. Ze względu na produkcję modeli pośrednich, etapy specyfikacji i produkcji częściowo się pokrywają.

Montaż, Integracja i Testowanie (AIT)

Często ładunek i platforma są realizowane w dwóch różnych miejscach. Satelita obejmuje zatem podstawową czynność techniczną: spotkanie dwóch modułów ( kojarzenie w języku angielskim), w ramach zestawu operacji montażu , integracji i testowania (AIT).

Budowa satelity u specjalisty przemysłowego w tej dyscyplinie, wymaga środków bardzo skomplikowanych, kosztownych i często spektakularnych: duże pomieszczenia czyste , środki podnoszące respektujące odpowiednie warunki czystości, elektroniczne szafy sterownicze umożliwiające „zasilanie satelity i symulowanie środków niemożliwych do zrealizowania” ( symulacja słońca, zaburzeń orientacji satelitów, pól radioelektrycznych itp.).

Poszczególne testy dotyczą głównie:

testy integracyjne (walidacja interfejsów );
testy drgań o niskiej częstotliwości na wibracyjnym naczyniu;
odporność na hałas podczas startu, z badaniem w akustycznej komorze pogłosowej;
testy próżniowo-termiczne symulujące działanie satelity w warunkach kosmicznych;
pomiary wydajności radiowej w komorze bezechowej ;
specjalne testy mechaniczne, takie jak nieważkość generatorów słonecznych i reflektorów antenowych;
testy funkcjonalne mające na celu sprawdzenie, czy testowana część spełnia swoją misję we wszystkich przypadkach określonych w specyfikacjach, wymagających sprzętu mechanicznego, elektrycznego i elektronicznego przeznaczonego do kontroli funkcjonalnych (MGSE, EGSE) oraz opracowania powiązanego oprogramowania .

Testy są tym bardziej szczegółowe, że konserwacja na orbicie nie jest możliwa, zarówno ze względów finansowych, jak i technicznych. Co więcej, satelita zastępczy jest bardzo drogi, a jego wystrzelenie nie jest natychmiastowe. Testy przeprowadzane są na modelach pośrednich i ewentualnie modelu lotu na różnych poziomach: komponent (np. teleskop), podsystem (np. system kontroli orbity i orientacji) oraz satelita.

Uruchomić

Wybór programu uruchamiającego

Wyboru wyrzutni dokonuje zwykle właściciel satelity.

Na rynku dostępna jest cała gama komercyjnych wyrzutni o różnych możliwościach wystrzeliwania i różnym stopniu niezawodności. Ponieważ satelita musi być w stanie dostosować się do różnych wyrzutni, konkurencyjność komercyjna wymaga zdefiniowania standardowych interfejsów satelita/wyrzutnia. Tym samym satelity telekomunikacyjne, reprezentujące największe na rynku, są generalnie kompatybilne z europejską Ariadną , amerykańską Deltą , rosyjskim Protonem i Sojuzem , chińskim Długim Marszem , ukraińskim Zenitem .

Wojny cenowe istnieją również między operatorami startów, co prowadzi do czasami znacznych różnic. Na przykład, za wystrzelenie satelity(ów) na orbitę geostacjonarną, ceny te mogą wynosić od 13 do 18 tys. €/kg satelity.

Kampania startowa

Kampania wystrzelenia satelity obejmuje:

przygotowanie satelity i jego instalacja na wyrzutni;
wystrzelenie i wprowadzenie na często tymczasową orbitę;
położenie satelity, które może wymagać kilku odpaleń silnika, aby satelita mógł osiągnąć ostateczną orbitę.

Przygotowanie satelity

Po zakończeniu kwalifikacji satelity przez producenta, satelita jest transportowany na miejsce startu w celu zainstalowania go na wyrzutni. Transfer odbywa się minimum miesiąc przed planowaną datą startu, aby można było wykonać wszystkie zadania przygotowawcze:

po rozpakowaniu satelita jest instalowany w dedykowanym pomieszczeniu czystym zabezpieczonym przed jakimkolwiek skażeniem biologicznym;
w razie potrzeby montowane są ostatnie elementy satelity; Testy elektryczne i mechaniczne (rozmieszczenie paneli słonecznych itp.) są przeprowadzane w celu zapewnienia prawidłowego funkcjonowania różnych podsystemów. Akumulatory elektryczne są instalowane lub ładowane;
materiały miotające wypełniają zbiorniki z paliwem, które nie nadają się do przechowywania satelity: te często bardzo toksyczne paliwa wymagają bardzo dokładnej ochrony i urządzeń zabezpieczających;
satelita jest następnie transportowany do wieży montażowej. Tam jest zainstalowany na szczycie rakiety, prawdopodobnie z innymi satelitami (podwójne wystrzelenie lub więcej). Czapka jest na miejscu;
na krótko przed datą startu kompletna rakieta jest transportowana na wyrzutnię

Początek Warunki orbitowania

Szerokość na stanowisko startowe ma znaczący wpływ na orbicie, które mogą być osiągnięte przez satelity:

satelita nie może zostać wystrzelony bezpośrednio na orbitę o nachyleniu mniejszym niż szerokość geograficzna jego startowej bazy kosmicznej. Tak więc z bazy Bajkonur (szerokość geograficzna = 45°) satelita nie może bezpośrednio dotrzeć na orbitę geostacjonarną (nachylenie = 0°): należy zatem po orbicie zmienić nachylenie płaszczyzny orbity o 45°. Jednak zmiany nachylenia płaszczyzny orbity są szczególnie kosztowne pod względem paliwowym, ponieważ satelita na orbicie zachowuje się jak obracający się żyroskop: konieczne jest zatem nadanie satelity dodatkowej prędkości 3600 m / s w celu modyfikacji jego płaszczyzna orbity 30 °;
gdy wystrzelenie jest na wschód, obrót Ziemi zapewnia dodatkową prędkość wyrzutni i satelity. Przyrost prędkości zależy od szerokości geograficznej: jest maksymalny na poziomie równika ( 465 m / s ) i zero na biegunach.

Z tych dwóch powodów bazy startowe zlokalizowane w pobliżu równika mają przewagę: mają wirtualny monopol na wystrzeliwanie satelitów geostacjonarnych i dostarczają rakietom więcej mocy w porównaniu z wystrzeliwaniem z baz kosmicznych znajdujących się na wyższych szerokościach geograficznych. decyzji o wystrzeleniu rakiet Sojuz z bazy kosmicznej Kourou ).

Wyrzutnia umieszcza satelitę na początkowej orbicie, która zależy od kilku parametrów:

nachylenie i oczodołu ustala azymutu Az wyrzutni na końcu fazie napędem i na szerokości L : COS (i) = sin (AZ) x cos (L);
długość węzła wstępującego ☊ zależy od czasu wystrzelenia i długości geograficznej ;
argument perygeum ω określający położenie perygeum na orbicie zależy od położenia punktu wtrysku i składowej pionowej prędkości (względem ziemi). Punkt wtrysku znajduje się na końcu ciągu wyrzutni: odpowiada on początkowi trajektorii satelity na jego orbicie. Jeśli pionowa składowa prędkości w punkcie wstrzyknięcia wynosi zero, perygeum łączy się z punktem wstrzyknięcia.

Czas uruchomienia jest zatem często ważnym czynnikiem. W przypadku niektórych satelitów zsynchronizowanych ze słońcem okno startowe jest skrócone do kilku minut dziennie. Można wziąć pod uwagę inne kryteria, w szczególności położenie słońca, kiedy satelita rozpoczyna swoją orbitę: ma to wpływ na czujniki kontrolujące orientację i oświetlenie paneli słonecznych.

Kiedy satelita ma zostać umieszczony na orbicie wokół innej planety, konieczne jest uwzględnienie względnej pozycji Ziemi i docelowej planety: ze względu na koszty satelity te są generalnie zaprojektowane do przenoszenia ilości paliwa odpowiadającej najkorzystniejsze konfiguracje. Mogą się one pojawiać tylko w odległych odstępach czasu (mniej więcej osiem miesięcy co dwa lata w marcu ). Harmonogram produkcji satelity uwzględnia oczywiście okres wystrzeliwania satelity, ale w związku z opóźnieniami w rozwoju lub problemami z wyrzutnią zdarzało się, że po pominięciu okna wystrzeliwania wystrzelenie zostało przesunięte o kilka miesięcy, jeśli nie kilka lat.

Wprowadzenie na orbitę

W zależności od typu orbity, wyrzutnia umieszcza satelitę natychmiast na orbicie końcowej (satelity na niskiej orbicie) lub na orbicie oczekującej lub transferowej (satelita geostacjonarny itp.). Wyrzutnia po starcie obiera azymut tak, aby wektor prędkości był jak najbardziej zbliżony do docelowej orbity, gdy silniki wyrzutni są wyłączone. Owiewka jest zwalniana, gdy tylko ciśnienie aerodynamiczne może być podtrzymane przez ładunek (pomiędzy 100 a 150 km wysokości). Kiedy silnik wyrzutni wyłącza się, satelita rozpoczyna swoją pierwszą orbitę: to jest punkt wtrysku. Jeśli po częściowej awarii wyrzutni prędkość orbitowania nie zostanie osiągnięta, satelita wykonuje lot balistyczny i spada z powrotem na ziemię. Jeśli pionowa składowa jego prędkości w stosunku do ziemi wynosi zero w punkcie wstrzyknięcia, ten ostatni łączy się z perygeum orbity, w przeciwnym razie perygeum znajduje się na niższej wysokości. Zawsze występują niewielkie odchylenia od orbity docelowej (dyspersje), które są korygowane podczas ostatecznych ustawień.

Przed wypuszczeniem wyrzutnia zmienia swoją orientację zgodnie z potrzebami satelity. Wyrzutnia nadaje satelicie mniej lub bardziej ważną prędkość obrotową, aby zapewnić mu pewną stabilność. Satelita następnie oddziela się od wyrzutni. Program uruchamiający może powtórzyć tę operację kilka razy, jeśli jest to wielokrotne uruchomienie. Uwolniony satelita uruchamia swoje panele słoneczne, rozmieszczając je w razie potrzeby (manewr czasami jest źródłem awarii). Wykorzystuje swoje czujniki do określenia swojej orientacji w przestrzeni i koryguje ją za pomocą silników orientacji, aby skierować panele słoneczne i instrumenty we właściwym kierunku.

Mianowanie

Gdy satelita rozpocznie lot orbitalny , konieczne mogą być różne manewry, aby umieścić satelitę na jego końcowej orbicie. Są to głównie:

zmiana kształtu orbity (zmiana mimośrodowości orbity) lub zmiana orbity (orbita geostacjonarna);
zmiana płaszczyzny orbity, w szczególności zmiana nachylenia;
drobne korekty orbity i orientacji satelity, aby satelita mógł wykonywać swoją misję nominalnie.

Modyfikacje kształtu orbity są przeprowadzane w miarę możliwości, gdy satelita znajduje się w apogeum: jest to punkt orbity, w którym prędkość jest najniższa, a zatem modyfikacje tej prędkości są najmniejsze i zużywają najmniej paliwa. W przypadku orbity geostacjonarnej satelita jest wprowadzany przez nowoczesne wyrzutnie na silnie eliptyczną orbitę, której apogeum znajduje się na docelowej wysokości (36 000 km ): gdy satelita osiąga swoje apogeum, osiąga prędkość około 1,5 km / s . Orbita jest następnie cyrkularna poprzez nadanie prędkości 1500 m / s w kierunku stycznym do orbity docelowej dzięki silnikowi apogeum satelity. Kiedy satelita musi być umieszczony na niskiej orbicie, wyrzutnia zazwyczaj wrzuca satelitę bezpośrednio na orbitę docelową, a ta ostatnia musi jedynie dokonać drobnych korekt za pomocą swoich silników.

Sprawdzanie podczas wysyłania

W przypadku orbity geostacjonarnej operacje stacjonowania są długie i złożone. Przeprowadza je wyspecjalizowane centrum kontroli z informacjami o satelicie, gdy tylko jego wyrzutnia zostanie oddzielona, niezależnie od jej położenia wokół Ziemi, od sieci śledzącej składającej się z dużych anten rozsianych po różnych kontynentach oraz specjalistycznego oprogramowania do tych manewrów.

Niewiele jest ośrodków zdolnych do wykonania tych manewrów. Na ogół należą one do agencji kosmicznych, w tym dla Europy: ESA z jej Europejskiego Centrum Operacji Kosmicznych (ESOC) w Darmstadt ; i CNES (którego centrum kontroli znajduje się w Toulouse Space Center (CST), ale także do kilku głównych operatorów satelitów telekomunikacyjnych, w tym Eutelsat . Niektórzy producenci satelitów telekomunikacyjnych – tak jest w szczególności w przypadku Thales Alenia Space, która ma taką centrum w Cannes - posiadanie własnego centrum i dbanie o to stacjonowanie w imieniu swoich klientów do momentu przejęcia przez niego satelity i własnej stacji kontrolnej satelity operacyjnej.

Zarządzanie w fazie operacyjnej

Działanie satelitów jest w dużej mierze zautomatyzowane, ale niektóre zadania konserwacyjne lub związane z misją muszą być wykonywane za pomocą środków znajdujących się na ziemi (segment naziemny). Główne zadania wykonywane z ziemi to:

monitorowanie parametrów pracy;
korekcja anomalii;
kontrola i korekta parametrów trajektorii;
wysyłanie instrukcji do ładunku;
zbieranie i przetwarzanie danych gromadzonych przez ładunek.

Zasoby naziemne

Zasoby naziemne obejmują centrum sterowania, sieć stacji naziemnych oraz, w przypadku niektórych misji (spot, pogoda itp.), ośrodki gromadzenia i przetwarzania danych gromadzonych przez satelitę. Centrum kontroli generalnie zapewnia monitorowanie i kontrolę kilku satelitów: centrum kontroli Europejskiej Agencji Kosmicznej zlokalizowane w Darmstadt ( Niemcy ) jest zatem odpowiedzialne za wszystkie satelity i sondy kosmiczne wystrzelone przez Agencję (około 20 w 2006 r.). Do komunikacji z satelitami centrum sterowania wykorzystuje sieć wielkoskalowych anten parabolicznych: ESA ma więc własną sieć stacji naziemnych ESTRACK ( European Space Tracking ) rozmieszczonych w około dziesięciu miejscach zapewniających dobre pokrycie najczęstszych orbit i uzupełniane w przypadku niektórych misji przez anteny należące do innych organizacji. Stacje te umożliwiają odbiór parametrów pracy, wysyłanie danych i instrukcji, odbieranie danych transmitowanych przez ładunek (zdjęcia z satelitów obserwacyjnych, pomiary z satelitów naukowych) oraz precyzyjne sterowanie trajektorią.

Telekomunikacyjni operatorzy satelitarni mają własne centra kontroli do monitorowania ich satelitów. Centra te są czasami budowane przez producenta satelitów w ramach dostaw „pod klucz”.

Monitorowanie parametrów pracy i korekcja anomalii

Satelita automatycznie mierzy wiele parametrów (napięcie elektryczne, temperaturę, ciśnienie w zbiornikach itp.), umożliwiając kontrolę naziemną w celu zapewnienia prawidłowego działania. Jeżeli wartość jednej z tych telemetrii (pomiar zdalny ) wykroczy poza zdefiniowane wcześniej zakresy, sterownik zostanie zaalarmowany. Po przeanalizowaniu wpływu i zbadaniu rozwiązań wysyła, jeśli jest to konieczne i technicznie możliwe, instrukcje przywrócenia funkcjonowania wadliwego elementu do normalnego lub usunięcia jego awarii: w tym celu wiele urządzeń na pokładzie satelitów jest podwojonych lub potroiła się, aby zrekompensować niemożność interwencji na miejscu w celu naprawy. Niektóre awarie są jednak nie do powstrzymania (zablokowanie mechanizmów rozkładania panelu, problem z silnikiem szczytowym itp.). Organizacje, które wdrażają satelity, które muszą bezwzględnie zapewnić ciągłość usług - satelity telekomunikacyjne, satelity obserwacyjne z ograniczeniami komercyjnymi (Spot, Ikonos), satelity wojskowe (GPS), satelity pogodowe ... - generalnie mają już na orbicie co najmniej jeden satelita ratunkowy, który jest aktywowany i pozycjonowany w przypadku awarii działającego pojazdu.

Kontrola i korekty parametrów trajektorii

Aby wypełnić swoją misję, satelita musi podążać po orbicie i utrzymywać swoją orientację, ograniczając odchylenia do wartości niższych niż określone dla misji. Utrzymywanie satelity w bezruchu, często pilotowanego z centrum sterowania, polega na sprawdzaniu i korygowaniu odchyleń, gdy stają się zbyt duże.

Satelita nieustannie podlega zakłóceniom, które modyfikują jego orbitę z dala od orbity odniesienia. W przypadku satelity na orbicie geostacjonarnej jego zwykle zerowa szerokość geograficzna jest modyfikowana pod wpływem Księżyca i Słońca (zaburzenia północ-południe). Nieregularności pola grawitacyjnego Ziemi powodują opóźnienie lub przesunięcie nominalnej trajektorii (zaburzenie wschód-zachód). Podobna deformacja orbity spowodowana jest ciśnieniem promieniowania słonecznego. Odchylenia od orbity odniesienia są akceptowane, o ile nie przekraczają jednej dziesiątej stopnia długości i szerokości geograficznej. Jeśli odchylenie jest większe, trajektorię należy skorygować za pomocą napędu satelity.

Centrum kontroli satelitarnej wykonuje te poprawki po dokładnym zmierzeniu odchyleń dzięki stacjom naziemnym i wywnioskowaniu poprawek, które należy wprowadzić. Operator wysyła następnie instrukcje do satelity przez łącze telekomunikacyjne (łącze zdalnego sterowania): uruchamiają one silniki na czas i ciąg dokładnie obliczony w określonych miejscach na orbicie, aby zoptymalizować zużycie paliwa. Na geostacjonarnej satelity, największe korekty dotyczą dryf północ-południe: konieczne jest dostarczenie skumulowaną prędkość 40 do 50 m / s rocznie, aby rozwiązać ten odchylenie (należy w stosunku do konkretnego impulsu 1,500 m / s konieczne do przeniesienia na orbitę geostacjonarną).

Orientacja satelity musi być również utrzymywana z wielką precyzją przez cały okres eksploatacji satelity, aby jego instrumenty działały prawidłowo. W szczególności satelity obserwacyjne muszą zapewnić celowanie swojej optyki z dokładnością około 0,1° poprzez ograniczenie ruchów obrotowych większych niż 0,005°/s (które mogą być wywołane ruchem części mechanicznych) w przeciwnym razie uzyskają rozmyte lub zniekształcone obrazy. Komputer pokładowy satelity używa swoich czujników do okresowego określania orientacji satelity. Żyrometry mierzą prędkości kątowe wokół każdej osi. Po przekroczeniu progów tolerancji komputer wykorzystuje układ napędowy satelity lub wykonuje te poprawki, działając na koła zamachowe.

Wysyłanie instrukcji do ładunku

Satelita ma pewną autonomię w realizacji swojej misji. Ale niektóre parametry i wyzwalanie operacji są dostarczane lub potwierdzane przez kontrolę naziemną: na przykład w przypadku komercyjnego satelity obserwacyjnego program strzelania, który skutkuje precyzyjnymi sekwencjami wyzwalania i monitorowania. definiowane podczas misji zgodnie z potrzebami wyrażonymi przez klientów końcowych. Odpowiednie sekwencje instrukcji są okresowo transmitowane do satelity, gdy ten ostatni jest widoczny dla jednej ze stacji naziemnych.

Zbieranie i przetwarzanie danych dotyczących ładunku

Ładunek satelity gromadzi dane, które muszą być przesłane na ziemię do dedykowanych centrów przetwarzania zdolnych do ich wykorzystania (nie dotyczy to satelitów telekomunikacyjnych i pozycjonujących, których misja ogranicza się do pełnienia roli przekaźnika lub przesyłania danych do nieoznaczonych terminali). Dane przeznaczone są dla klienta, którym może być, w zależności od rodzaju misji, firma lub organizacja, która zamówiła satelitę (np. Spot Image lub ESA) lub klient końcowy (np. firma lub organizacja, która kupuje zdjęcia od Obraz punktowy). Jeżeli ta ostatnia odbiera te dane za pośrednictwem własnej sieci antenowej, musi posiadać dekoder umożliwiający wykorzystanie informacji przesyłanych przez satelitę. Dane mogą być przesyłane tylko wtedy, gdy stacje naziemne są widoczne, co wymaga znacznej pojemności pamięci na pokładzie satelity. Architektura obiektów gromadzenia i przetwarzania danych może być złożona, gdy dane pochodzą z kilku krajowych sieci satelitarnych, jak ma to miejsce w przypadku danych meteorologicznych.

Koniec życia

Koniec okresu eksploatacji satelity zwykle następuje, gdy wyczerpie się źródło zasilania silników odrzutowych (materiałów pędnych), a maszyna nie może dłużej utrzymywać swojej orientacji i orbity w zakresach wartości zgodnych z jej misją. W przypadku niektórych satelitów naukowych (teleskopów na podczerwień) koniec życia może być spowodowany wyczerpaniem się cieczy używanych do chłodzenia instrumentów obserwacyjnych. W przypadku satelitów narażonych na stosunkowo długie okresy ciemności wyłączenie może być spowodowane awarią akumulatorów rozładowanych w cyklach ładowania/rozładowania.

Nadal często zdarza się, że satelita przestaje działać po awarii podzespołu. Kolizje ze szczątkami wytworzonymi przez działalność lotniczą (inne satelity, pozostałości rakiet) lub z asteroidami są również źródłem przedwczesnego wyłączenia. Wreszcie rozbłyski słoneczne mogą uszkodzić satelity.

Regiony, w których działają satelity, są obecnie stosunkowo zatłoczone przez nagromadzenie nieużywanych satelitów i śmieci kosmicznych. Problem stał się wystarczająco niepokojący, aby stopniowo pojawiały się zasady dobrego postępowania w odniesieniu do satelitów wycofanych z eksploatacji. IADC (Interagency Space Debris Coordination Committee ), skupiający główne agencje kosmiczne, zaproponował w ten sposób w 2002 roku przepisy dotyczące dwóch najbardziej zatłoczonych obszarów przestrzeni kosmicznej:

satelity telekomunikacyjne znajdujące się na orbicie geostacjonarnej muszą osiągnąć pod koniec życia orbitę złomową o promieniu większym niż ich orbita nominalna (36 000 km ) około 230 km ;
satelity znajdujące się na niskiej orbicie (mniej niż 2000 km ) muszą przejść deorbitację pod koniec swojego życia, co gwarantuje ich ponowne wejście w atmosferę i zniszczenie w przedziale czasowym, który nie może przekraczać 25 lat.

Środki te, jeśli zostaną zastosowane, mają niemały wpływ na koszt satelitów, ponieważ paliwo przeznaczone na zmianę orbity pod koniec ich życia może stanowić ponad 10% masy satelity w najbardziej niekorzystnych warunkach. walizka.

Spis

Panorama działalności

Satelity według typu i kraju wystrzelone w latach 1990-1999

	Stany Zjednoczone	Rosja	Europa	Japonia	Chiny	Indie	Inne kraje
Satelity naukowe
Geodezja	1	4	3
Altymetria	1,5		1,5
Magnetyzm Ziemi			1
Obserwacja górnych warstw atmosfery	6			4
Obserwacja meteorytów			1
Obserwacja jonosfery			4			1	1
Obserwacja magnetosfery	4	3	4	2	2		3
Badanie Słońca (satelity geocentryczne)	3,5	1	0,5				1
Astronomia gamma		1	1
Astronomia X		2,5	1	2,5	1
astronomia UV	2		2
Astronomia w podczerwieni	1		1
Astronomia submilimetrowa	1		1
Radioastronomia			1	1
Astronomia i astrometria wielopasmowa	1
Badania grawitacyjne i materiałoznawcze	3	9	3	1	3
Obserwacja Ziemi
Meteorologia (geostacjonarna sob.)	3	3	3	1	1	6
Meteorologia (przewijanie sob.)	5,5	5		0,5	2
Teledetekcja zasobów ziemi	6,5	8	5,5	2	0,5		1
Satelity telekomunikacyjne
Telekomunikacja (sob. geostacjonarna)	45	30	35	12	11	5	-
Telekomunikacja (scrolling sat.)	1	18	9	1			1
Telekomunikacja (konstelacje)	192	9
Satelity nawigacyjne i lokalizacyjne	26	47
Satelity wojskowe
Potwierdzenie	7	67	2				2
Wczesne ostrzeżenie	5	28
Podsłuch elektroniczny i nadzór oceaniczny	13	34
Telekomunikacja wojskowa	36	44	3
Pogoda dla sił zbrojnych	6
Źródło: F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 155-343

Od początku ery kosmicznej na orbicie umieszczono ponad 5500 sztucznych satelitów (wyniki z 2007 r.). W 2008 r. wystrzelono około 100 satelitów, z których 42 były przeznaczone do działalności komercyjnej (głównie telekomunikacyjnej): 66 satelitów ważyło ponad 500 kg, a 10 mniej niż 20 kg . Satelity komercyjne składały się z 18 satelitów geostacjonarnych i 23 satelitów przeznaczonych na niską orbitę.

Aktywność komercyjna osiągnęła szczyt pod koniec lat 90., związana z bańką internetową wraz z utworzeniem konstelacji satelitów telekomunikacyjnych na niskiej orbicie (Iridium itp.) oraz wystrzeleniem 33 satelitów na orbitę geostacjonarną (2000). W następnych latach mocno spadła, a dziś rośnie dzięki wnioskom o odnowienie i rosnącemu rynkowi telewizji satelitarnej na wszystkich kontynentach.

Segment mini- i mikrosatelitów przeznaczonych na niską orbitę przeżywa pewien rozwój ze szkodą dla górnego segmentu dzięki miniaturyzacji komponentów. Nanosatelity były popularne w 2006 roku (24 satelity tej klasy), które dziś się cofały. Liczba wystrzeliwanych komercyjnych satelitów geostacjonarnych jest stosunkowo stabilna, ale ich pojemność stale rośnie. Dzielą się na cztery klasy: ponad 5,4 tony (5 satelitów wystrzelonych w 2007 r.), od 4,2 do 5,4 tony (siedem satelitów), od 2,5 do 4,2 tony (pięć satelitów), mniej niż 2,5 tony (dwa satelity). Władze amerykańskie nie przewidziały w 2007 r. żadnej znaczącej zmiany w liczbie komercyjnych satelitów na nadchodzącą dekadę.

Satelity zostały umieszczone na orbicie w 2008 roku przez około 60 rakiet, w tym 26 rosyjskich (43 satelity), 15 amerykańskich (8 satelitów), 11 chińskich (12 satelitów), 6 europejskich (11 satelitów). Użyto prawie 20 typów wyrzutni, z których osiem było rosyjskich. Udźwigi tych wyrzutni są bardzo zmienne (od jednej tony do ponad 20 ton na niskiej orbicie); są wyspecjalizowane: niektóre są zoptymalizowane pod kątem niskiej orbity, jak Sojuz, inne do orbity geostacjonarnej, jak Ariane. Wyrzutnie nadal mają problemy z niezawodnością: dwie awarie w 2008 roku i cztery awarie odpowiednio w 2007 i 2006 roku.

Koszt satelity jest wysoki: w 2008 roku trzeba było policzyć od 100 do 400 milionów dolarów na satelitę geostacjonarnego. Pod koniec lat 90. jednostkowy koszt każdego satelity w konstelacjach telekomunikacyjnych rozmieszczonych na niskiej orbicie wahał się od około 100 milionów dolarów (satelity Iridium 66 o wadze 700 kg ) do 10 milionów dolarów (satelity Orbcomm 28 o wadze 45 kg ). Ciężki satelita obserwacyjny Ziemi o wadze 2 ton, taki jak Geoeye, kosztował 200 milionów dolarów, podczas gdy pięć 150- kilogramowych mini-satelitów Rapideye wykonujących tę samą usługę kosztowało około 30 milionów dolarów każdy . Wojskowe (750 mln € /szt. za francuskiego satelitę obserwacyjnego Helios) i naukowe (4,5 mld $ za przyszły teleskop kosmiczny Jamesa Webba ) mogą być jeszcze droższe. Do tej ceny należy doliczyć koszt wystrzelenia, który wynosi od 10 000 USD/kg za niską orbitę do 20 000 USD/kg za orbitę geostacjonarną, a także koszty instalacji i wsparcia naziemnego.

Programy krajowe i międzynarodowe

Działalność handlowa przestrzeni (generowany głównie przez satelity telekomunikacyjne) przedstawiony w 2008 114000000000 dolarów, podczas gdy instytucjonalna przestrzeń, wspierane z budżetu publicznego, szacuje się w tym samym roku na 71 G $ . W 2007 r. budżet kosmiczny USA (niekomercyjne satelity wojskowe i cywilne + wyrzutnie + loty załogowe + sondy kosmiczne) stanowił 54 miliardy dolarów (0,39% PKB ) lub 75% globalnych wydatków.

Poza Stanami Zjednoczonymi niewiele stanów dysponuje zarówno środkami technologicznymi, jak i wolą polityczną do prowadzenia znaczącej działalności kosmicznej. Budżety przeznaczone na miejsca są w porządku malejącym tych z Francji ( $ 2.9B, 0,14% PKB), Japonii ( $ 2.2B 0,05%), Chin (2,1 G $ , 0,06%), w Rosji (1,8 G $ 0,11 %), w Indiach (1 mld $ , 0,09%), w Niemczech (1, 6 G $ , 0,05%), we Włoszech (1,3 $ G , 0,06%). Główne agencje kosmiczne to, w porządku malejącym budżetów, DOD ( Departament Obrony odpowiedzialny za amerykańskie satelity wojskowe) 27 miliardów dolarów , NASA 16 miliardów dolarów , National Reconnaissance Office (NRO) amerykańska organizacja odpowiedzialna za satelity rozpoznawcze '' słucha 9 miliardów dolarów , Europejska Agencja Kosmiczna (ESA) 4 miliardy dolarów , NGA ( National Geospatial-Intelligence Agency odpowiedzialna za zbieranie zdjęć satelitarnych na zlecenie obrony USA) 2 miliardy dolarów , francuska agencja kosmiczna ( CNES ) o 2,9 mld dolarów , japońska agencja ( JAXA ), rosyjska agencja Roskosmos i amerykańska agencja meteorologiczna ( NOAA ).

Przestrzeń militarna jest zdominowana przez Stany Zjednoczone, które przeznaczają na nią 36 miliardów dolarów i jako jedyny kraj posiadają kompletne i trwałe urządzenie (telekomunikacja wojskowa, wczesne ostrzeganie, rozpoznanie, podsłuchy, obserwacja oceanów, system pozycjonowania przez satelity). Rosja stara się uczynić swój system pozycjonowania satelitarnego GLONASS bardziej niezawodnym i utrzymuje flotę satelitów rozpoznawczych i nasłuchowych zapewniających mniejszy zasięg w porównaniu z epoką zimnej wojny . Chiny zajmują trzecie miejsce: budują krajowy system pozycjonowania satelitarnego, mają satelity rozpoznawcze i udowodniły swoją zdolność wojskową w przestrzeni kosmicznej, niszcząc jednego ze swoich satelitów w 2007 r. Nie ma europejskiej wojskowej polityki kosmicznej. Cztery kraje europejskie zainwestowały znaczne środki w przestrzeń wojskową, po pierwsze Francja, która od kilku lat posiada satelity do rozpoznawania optycznego (Helios) i telekomunikację wojskową (Syrakuzy). W przypadku podsłuchów i wczesnego ostrzegania do tej pory uruchomiono tylko demonstracje. Wielka Brytania skoncentrowała swoje wysiłki na telekomunikacji wojskowej, podczas gdy Włochy i Niemcy posiadają satelity rozpoznania radarowego.

Przemysł satelitarny

Aktywność kosmiczna stanowiła wielkość działalności w wysokości 50 miliardów euro w 2007 r. Duża część tej sumy jest wydatkowana w agencjach kosmicznych lub odpowiada kontraktom na niewolę organów rządowych (wojskowy sektor kosmiczny w Stanach Zjednoczonych). Rynek satelitów i powiązanych usług podlegających konkurencji reprezentował w 2007 r. około 12,3 mld EUR, z czego 34% przypada na satelity komercyjne, 27% na europejskie cywile, 9% na europejskie satelity wojskowe, 25% na satelity cywilne poza Europą i 4% dla satelitów wojskowych poza Europą. Podział obrotów na aplikacje daje: 45% dla telekomunikacji, 16% dla obserwacji Ziemi, 5% dla nawigacji i lokalizacji, 10% dla nauki i techniki, 8% dla infrastruktury i transportu oraz 16% dla innych zastosowań.

Ten wąski rynek, wymagający zaawansowanych umiejętności i dużych zasobów testowych, został zdominowany w 2006 roku przez 5 głównych graczy, w tym trzy firmy amerykańskie i dwie firmy europejskie: Lockheed Martin (4 mld euro w tym sektorze), Northrop Grumman (2,6 mld $ ), Boeing (2,1 mld USD ), Thales Alenia Space (1,6 mld USD ) i EADS Astrium Satellites (1,3 mld USD ). Perspektywy wzrostu przychodów są stabilne w przypadku zastosowań komercyjnych i silny wzrost w przypadku zastosowań finansowanych przez agencje kosmiczne (obserwacja Ziemi, nauka itp.) i obronność.

Perspektywy

Rozwój techniczny

Rozwój spełnia kilka celów:

wydłużenie okresu eksploatacji, który jest wydłużony do 15 lat w przypadku satelitów geostacjonarnych i docelowo do dziesięciu lat w przypadku niektórych satelitów o niskiej orbicie;
zwiększenie pojemności satelitów komercyjnych;
poprawa wydajności przyrządów do satelitów naukowych.

Główne zmiany są następujące:

satelity telekomunikacyjne mają coraz większą moc i coraz więcej ważą;
satelity zawierają coraz bardziej wydajną elektronikę (średnia moc elektryczna satelitów telekomunikacyjnych musi w krótkim czasie wzrosnąć do 30 kW ) i kompaktowe, co wymaga znacznie bardziej wyrafinowanych urządzeń rozpraszających ciepło;
stosunek ładunku do masy satelity nie zmienia się znacząco, ale dla tej samej masy pojemność ładunku jest coraz ważniejsza;
wydajność niektórych instrumentów znacznie wzrasta. Tak więc w dziedzinie przyrządów optycznych zespół optyczny z powiązaną mechaniką i elektroniką satelitów Spot o masie 250 kg dla zeskanowanego pola optycznego 60 km i rozdzielczości dziesięciu metrów jest zastępowany na generację. 160 kg przy polu 120 km i rozdzielczości trzech metrów, czyli przyrost wydajności/wielkości 10;
przemysł satelitarny rezygnuje z utwardzonych obwodów elektronicznych na rzecz zwykłych komponentów, których niezawodność jest zwiększona dzięki sztuczkom programowym;
rozwój napędu elektrycznego: obecnie osiągnięto znaczny wzrost masy materiałów pędnych przenoszonych na satelitach telekomunikacyjnych na orbicie geostacjonarnej i pomimo niskiego ciągu, niektóre satelity wprowadzone na rynek od 2014 r. wykorzystują ten rodzaj napędu do modernizacji pracy.

Niższe koszty produkcji i uruchomienia

Koszty wytworzenia i wystrzelenia satelity stanowią główną przeszkodę w rozwoju ich wykorzystania. Jego konstrukcja pozostaje domeną rzemiosła ze względu na niewielką liczbę produkowanych corocznie i dużą różnorodność maszyn. Ponadto instrumenty pokładowe są nadal często produkowane przez uniwersytety lub laboratoria badawcze. Koszt uruchomienia (od 10 000 do 20 000 USD za kilogram) pozostaje zaporowy: żadne rozwiązanie techniczne nie umożliwiło do tej pory obniżenia tego kosztu. Prom kosmiczny wykazał, że oszczędności, jakie zapewnia wyrzutnia wielokrotnego użytku, pozostają teoretyczne. Dwaj amerykańscy producenci, SpaceX i Orbital Science, częściowo dotowane, rozpoczęły produkcję nowych wyrzutni w celu znacznego obniżenia ceny kilograma umieszczonego na orbicie. W celu zmniejszenia masy satelity wprowadzane są inne rozwiązania: miniaturyzacja komponentów i rozwój napędu elektrycznego, o których mowa powyżej, znacznie mniej zachłannych na paliwo.

Ziemia pod obserwacją

Zmiana klimatu wywołana działalnością człowieka oficjalnie stała się głównym problemem od czasu Protokołu z Kioto (1997). Skala tego zjawiska jest słabo poznana, ponieważ wymaga modelowania bardzo złożonych interakcji między oceanami, kontynentami i atmosferą. Satelity obserwacyjne odgrywają kluczową rolę w gromadzeniu danych wykorzystywanych w tym modelowaniu, a także w poszukiwaniu oznak zmian. Projekt GEOSS (Globalny System Systemów Obserwacji Ziemi), który wszedł w aktywną fazę w 2005 r., ma na celu koordynację gromadzenia danych dostarczanych drogą satelitarną i naziemną oraz ich dostępności na skalę światową.

Modelowanie i badanie wpływu zmian klimatycznych to jedne z głównych celów programu GMES (Global Monitoring for Environment and Security) uruchomionego przez Europejską Agencję Kosmiczną w 2001 r., który jest zatem europejskim elementem projektu GEOSS. GMES powinien umożliwić federację na poziomie europejskim wszystkich istniejących środków obserwacji kuli ziemskiej, zarówno naziemnych, jak i kosmicznych: krajowych i europejskich satelitów obserwacyjnych, satelitów meteorologicznych (Eumetsat). Program musi gwarantować ciągłość zbierania danych, ich standaryzację oraz ułatwiać ich dostępność. ESA planuje wystrzelić pięć satelitów obserwacyjnych (Sentinel 1 do 5) w ramach GMES od 2011 r., każdy wyposażony w określone instrumenty (radar, optykę itp.).

Częścią tego problemu jest francusko-amerykański projekt A-Train , który obejmuje sześć satelitów wystrzelonych w latach 2002-2008 w szyku rozmieszczonych w odstępach kilku minut na orbicie synchronicznej ze słońcem. 15 instrumentów pokładowych powinno umożliwić zbieranie w skoordynowany sposób licznych danych, pozwalających zarówno na lepsze zrozumienie funkcjonowania klimatu, jak i udoskonalenie numerycznych modeli predykcyjnych.

Komercyjna dojrzałość aplikacji

Pojawienie się sztucznych satelitów dało początek sektorowi komercyjnemu, początkowo skupionemu na telekomunikacji stacjonarnej, która rozwinęła się znacznie dzięki kilku postępom technologicznym: uogólnienie tranzystorów, a następnie miniaturyzacja elektroniki (lata 60.), wykorzystanie pasma Ku umożliwiającego odbiór niewielkich rozmiarów anteny satelitarne (lata 80.), cyfryzacja telewizji umożliwiająca nadawanie pakietów kanałów (lata 90.). Roczna sprzedaż osiągnęła zatem 114 miliardów dolarów w 2007 r. Sektor astronautyczny stanowi tylko niewielką część tej liczby (5%), tj. 3,8 miliarda dolarów dla producentów satelitów i 1,54 miliarda dolarów dla wyrzutni. Większość działalności realizowana jest downstream przez firmy usługowe (pakiety telewizyjne itp.) oraz dystrybutorów sprzętu wykorzystywanego przez klientów końcowych (anteny, dekodery , GPS ). Telekomunikacyjni operatorzy satelitarni ( obroty 14,3 mld USD w 2007 r.) zlecają produkcję satelitów, których transpondery dzierżawią firmom telefonii stacjonarnej, przedsiębiorstwom (sieci korporacyjne), operatorom telewizji satelitarnej, satelita (stanowią trzy czwarte działalności). Mogą również tworzyć usługi o wartości dodanej. Główni operatorzy mają zasięg międzynarodowy: są to SES (2,4 mld USD ), Intelsat (2,2) i Eutelsat (1,3).

Nowe zastosowania zaczynają znajdować znaczące rynki zbytu:

nowi operatorzy ( Globalstar , Iridium i Orbcomm ) weszli na rynek telefonii komórkowej pod koniec lat 90. , budując konstelacje satelitów umieszczonych na niskiej orbicie. Po bardzo trudnym starcie (inwestycje były przewymiarowane w stosunku do potencjalnego rynku), działalność ta znalazła równowagę z obrotem w 2007 roku w wysokości 2,1 mld USD (w tym długoletni operator Inmarsat );
Internet satelitarny do udostępniania łączy ADSL użytkownikom zamieszkałym na obszarach o niedostatecznej liczbie usług;
obrazy o średniej rozdzielczości, których liderem jest Spot Image (140 mln USD w 2007 r.);
znacznie nowsze obrazowanie w wysokiej rozdzielczości, z których dwóch liderów to DigitalGlobe ( 152 mln USD ) i GeoEye ( 184 mln USD ). Działalność ta jest wspierana przez klientów instytucjonalnych (wojsko, agencje rządowe) ale także przez klientów korporacyjnych najbardziej emblematycznym przedstawicielem jest Google, który uzyskał wyłączność na zdjęcia satelity GeoEye-1 (w) (rozdzielczość 0,4 m ) wystrzelonego w 2008 roku i przeznaczone do zasilania witryny Google Earth ;
obrazy radarowe z satelitów, takich jak RADARSAT ( Kanada ) i TerraSAR-X (Niemcy).

Zarządzanie śmieciami kosmicznymi

Liczba sztucznych obiektów umieszczonych na orbicie stale rośnie od początku podboju kosmosu. Oprócz faktycznie działających satelitów znajdujemy szczątki wyrzutni (całe etapy lub komponenty), nieużywanych satelitów (około 2000 na przełomie wieków) lub szczątki satelitów. Dziś są:

około 12 500 kawałków gruzu o wielkości powyżej 10 cm , z których wszystkie są wymienione przez amerykański system obserwacji kosmicznych ( NORAD ).
około 300 000 (szacunkowo) gruzu o wielkości od 1 do 10 cm .
około 35 milionów kawałków gruzu o wielkości od 1 mm do 1 cm .

Większość tych szczątków znajduje się na wysokości wyższej niż satelity umieszczone na niskiej orbicie (odpady znajdujące się na niższych wysokościach po kilku latach przedostają się do atmosfery ziemskiej i ulegają zniszczeniu). Przelatujące na użytecznych wysokościach stanowią zagrożenie dla satelitów, ponieważ ich względna prędkość poruszania się względem nich (do 20 km/s ) generuje energię kinetyczną taką, że kilkucentymetrowe szczątki mogą unieszkodliwić satelitę. I tak w 1996 roku we francuski mikrosatelitę Cerise uderzył fragment trzeciego stopnia wyrzutni Ariane, która eksplodowała w locie dziesięć lat wcześniej . Niedawno spektakularne zderzenie pomiędzy satelity Iridium w służbie i poza satelity Cosmos usługi na 10 lutego 2009pokazuje, że problem śmieci kosmicznych należy traktować poważnie.

Kiedy agencje kosmiczne wykryją ryzyko kolizji z gruzem większym niż 10 cm, którego trajektoria jest ogólnie znana, orbita satelity znajdującego się na jego trajektorii jest modyfikowana przez centrum sterowania, aby odbiegać od zagrożenia. W ten sposób CNES przeprowadził w 2007 r. na swoich satelitach trzy manewry unikania. Jednak największym zagrożeniem są szczątki o wielkości od 1 cm do 10 cm , których trajektoria jest ogólnie nieznana. Zastosowanie ekranowania (rozwiązanie przyjęte dla Międzynarodowej Stacji Kosmicznej ) nie chroni całkowicie statku kosmicznego i jest zaporowo drogie (10% wagi Stacji Kosmicznej). Zalecenia mające na celu zmniejszenie liczby produkowanych nowych szczątków są określane przez IADC: deorbitacja satelitów pod koniec ich życia, pasywacja etapów wyrzutni satelitów (aby zapobiec ich wybuchowi, zmniejszenie liczby szczątków powstałych w wyniku separacji lub mechanizmy rozmieszczania Jednak ze względu na ich koszt są one obecnie stosowane jedynie na zasadzie dobrowolności przez niektóre agencje kosmiczne, w tym CNES.

Militaryzacja kosmosu

1967 traktat przestrzeń zakazuje wysyłania na orbitę broni jądrowej lub zniszczenia masowej. Nie zabrania jednak korzystania z satelitów przeznaczonych do wspierania lub wspomagania sił wojskowych na ziemi. Dziś broń, podobnie jak wojska najnowocześniejszych armii, stała się częściowo zależna od całego wachlarza satelitów wojskowych, w szczególności satelitów rozpoznawczych, komunikacyjnych i pozycjonujących. Ale jak dotąd żaden satelita nie posiadał zdolności ofensywnych. Podążając za stanowiskami Stanów Zjednoczonych, chcąc bronić się przed atakiem nuklearnym i uświęcać przestrzeń, specjaliści przywołują scenariusz arsenalizacji (jest to uświęcone określenie) kosmosu, c „To znaczy instalacja broni zdolny do niszczenia innych satelitów lub celów na ziemi z kosmosu lub niszczenia satelitów z ziemi. Brak skoordynowanej europejskiej polityki obronnej, w szczególności w dziedzinie przestrzeni wojskowej, która wymaga budżetów przekraczających możliwości krajowe, stawia Europę w bardzo złej sytuacji, jeśli ten scenariusz zostanie zrealizowany. Traktat mający na celu całkowitą demilitaryzację przestrzeni kosmicznej do tej pory nie otrzymał podpisu.

Uwagi i referencje

Uwagi

Obecne wojskowe satelity obserwacyjne krążą bez wątpienia na wyższych wysokościach (informacje są utajnione) dzięki udoskonaleniu pokładowych instrumentów optycznych.
W niektórych przypadkach transfer może być wykonany przez samego launchera.
Wszystkie bazy kosmiczne strzelają w kierunku wschodnim z wyjątkiem izraelskiej bazy Palmahim z powodu braku odpowiednich terenów.
Według strony ESA, stacje mają maksymalną przepustowość 500 megabajtów /s (1 MB przy normalnej prędkości), przepustowość 2 kilobajtów /s ; potrafią określić pozycję satelity z dokładnością do jednego metra i jego prędkość z dokładnością do 0,1 mm/s .
Satelity opracowane we współpracy liczone są za 0,5; satelity, które nie zostały uruchomione, są uwzględnione.
Zawiera 3 satelity z serii Spot.
Liczby zaokrąglone dla Stanów Zjednoczonych, Rosji i Europy, nie liczone dla innych krajów. 20 sob. z organizacji Intelsat i 9 z Immarsatu.
Francuskie satelity Helios.
(seria USA NOSS-2).
2 satelity NATO zawarte w USA ; trzy europejskie satelity są angielskie.
Według J. Villaina (2007) wystrzelono 5500 satelitów, z których 700 było nadal aktywnych.
tę można porównać do obrotów wygenerowanych przez wyrzutnie: 1971 mln USD przychodów w 2008 r., z czego około 600 mln USD na wyrzutnię Ariane i 700 mln USD na rosyjskie wyrzutnie.
Spośród 25 komercyjnych satelitów geostacjonarnych wystrzelonych w 2008 r.: 5 zostało wyprodukowanych przez Loral, 5 przez ADS, 4 przez Thales, 2 przez Lockheed, 2 przez Boeing.
Ze względu na niski ciąg, przeniesienie satelity geostacjonarnego z orbity wtryskowej na orbitę geostacjonarną za pomocą elektrycznego silnika sterującego, który jest uważany za komercyjnie zbyt kosztowny, zajęłoby średnio 3 miesiące.
Wyrzutnia Falcon 1 firmy SpaceX , odkąd została porzucona, kosztowała 3000 $/kg .

Bibliografia

P. Couillard, op. cyt. , s. 19 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 16 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 19 .
„ Hamowanie w atmosferze, żywotność ” (dostęp 22.10.2017 ) .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 20 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 323 .
ESA: prezentacja misji GOCE (czerwiec 2006) s. 14 .
D. Marty, op. cyt. , s. 24 .
Strona internetowa NASA: World Book Encyclopedia: Artificial Satellites , dostęp 23.04.2008 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 280 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 29 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 33-43 .
(w) „KH-1” na Astronautix.
(w) „Midas” o Astronautix.
(w) „Landsat 1-2-3” na Astronautix.
(w) stronie Astronautix: Artykuł Geos .
(w) „Mariner8-9” na Astronautix (dostęp 26 lipca 2021).
Jean-Jacques Dechezelles , „From Symphonie to Spacebus – 30 lat udanych satelitów telekomunikacyjnych”, Konferencja AAAF , marzec 2006, opublikowana w Lettre_AAAF_n_5_2006 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 269-318 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 140-142 .
Guy Lebègue , “ Satelita telekomunikacyjny : do czego to służy? Jak to działa ? Ile to kosztuje ? », W Nouvelle Revue Aeronautique i Astronautique , N O 2, czerwiec 1994 ( ISSN 1247-5793 ) .
(fr) (en) Guy Lebègue, (tłum Robert J. Amral.), „ Konflikt Gulf : lekcja satelitów wojskowych ”, w Revue Aerospatiale , n o 79, czerwiec 1991 r. W
CNES vol.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe, op. cyt. , s.57 .
„wystarcza do zidentyfikowania piłki golfowej” ( (w) „ Porównanie rozdzielczości, odczytywanie tablic rejestracyjnych i nagłówków ” ).
(w) Asif Siddiqui A, Deep Space Chronicle: A Chronology of Deep Space and Planetary Probes 1958-2000 (SP-2002-4524) , NASA2002( przeczytaj online ).
Alain Duret, op. cyt. , s. 151-153 .
KRSG, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 61 .
CNES i CILF: słownik spatologii .
CNES vol.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe, op. cyt. , s. 416-417 .
La Dépêche, artykuł z dnia 05.08.2008 .
Proteus auf Gunters Space Page .
Proteus bei CNES .
CNES: Niezliczone .
D. Marty, op. cyt. , s. 24-25 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 135 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 120 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 122 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 132 .
Witryna CNES, instrument HFI satelity Planck, skonsultowana w dniu 3/9/2008 .
Ulotka SNECMA na PPS-1350 .
CNES, op. cyt. , vol.3 Platformy s. 665-749 .
CNES, op. cyt. , vol.3 Platformy s. 267 .
CNES, op. cyt. , vol.3 Platformy s. 272-336 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 128 .
CNES, op. cyt. , vol.3 Platformy s. 346-56 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 131 .
D. Marty, op. cyt. , s. 230 .
CNES: BeppiColombo: główne etapy projektu , konsultacja 25/4/2009 .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 374-389 .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 74 .
Strona ESA: Jak wybierana jest misja , dostęp 25.04.2009 .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 390-414 .
Christian Lardier "Wyrzutnie: wojna cenowa", w Air & Cosmos , N ° 2170,1 st maja 2009.
P. Couillard, op. cyt. , s. 24-25 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 17-19 .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 198 .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 245 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 26-27 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 136 .
ESA: Dostęp do stacji śledzących ESTRACK (24 kwietnia 2009).
P. Couillard, op. cyt. , s. 137 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 126 .
P. Couillard, op. cyt. , s. 127-132 .
Obrazy SPOT: Z nowymi stacjami odbiorczymi, Spot 4 pozostaje bardzo aktywny, konsultowany 24.04.2009 .
Architektura sieci ISCCP, dostęp 24/4/2009 .
IADC: Zalecenie w sprawie środków, jakie mają podjąć agencje kosmiczne w celu ograniczenia śmieci kosmicznych 2004 .
Jacques Villain, op. cyt. , s. 95 .
Amerykański Instytut Lotnictwa i Astronautyki: „Aersopace America kwiecień 2009” .
Federalna Administracja Lotnictwa: Prognoza Transportu Kosmicznego na rok 2008 .
Federalna Administracja Lotnictwa: Przegląd roku 2008 .
Magazyn Sat: INSIGHT: Satelity — większe czy mniejsze? TAk! .
ESPI: Polityka kosmiczna, problemy i trendy 2007/2008 strony 38-70 .
Raport Komisji Obrony Zgromadzenia Narodowego (Francja) z lutego 2008 r. na temat strategicznych wyzwań sektora kosmicznego , konsultowany 21.05.2009 r . .
Thales: Analyze day Espace, 26 listopada 2007, Cannes. .
CNES, op. cyt. , t.1 Uogólnienia i ograniczenia rozwojowe s. 62-67 .
Złożenie ze stanowiska Elona Muska (założyciela firmy SpaceX) przed Senatem USA 5 maja 2004 roku .
GEOSS, Globalny wysiłek w celu realizacji pełnego potencjału GMES [PDF] , Boss4GMS (dostęp 3 maja 2009).
Strona internetowa Europejskiej Agencji Kosmicznej: program GMES , konsultacja 3/5/2009 .
Strona internetowa CNES: Pociąg A skonsultowany w dniu 3/5/2009 .
F. Verger, R. Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, op. cyt. , s. 54 .
CNES: śmieci kosmiczne: wykaz osprzętu, konsultacja dnia 25.04.2009 r . .
„Ziemskie przedmieścia skażone kosmicznym śmieciem”, artykuł Hervé Morina, Le Monde , 15 lutego 2009.
Biuletyn I-space-pro-space (listopad 2007): s. 7 .
Komisja Techniczna i Kosmiczna Zgromadzenia Unii Zachodnioeuropejskiej: Rozmieszczenie Broni w Kosmosie (czerwiec 2006), dostęp 30.04.2008. .

Załączniki

Bibliografia

Źródła

Daniel Marty, Systemy kosmiczne: projektowanie i technologia , Masson,1994, 336 s. ( ISBN 978-2-225-84460-7 )
CNES, Techniki i technologie pojazdów kosmicznych , Tuluza, Éditions Cépaduès ,1998, 751 pkt. ( ISBN 2-85428-479-8 )
CNES & CILF, Słownik spatologii , CILF,2001, 435 s. ( ISBN 978-2-85319-290-3 )
Alain Duret, Kosmiczny podbój: od snu do rynku , Paryż, Edycje Gallimard ,2002, 262 s. ( ISBN 2-07-042344-1 )
F. Verger, R Ghirardi, I Sourbès-Verger, X. Pasco, Nowa przestrzeń terytorialna: atlas satelitów i polityki kosmicznej , Belin ,2002
Philippe Couillard, Wyrzutnie i satelity , Éditions Cépaduès ,2004, 246 s. ( ISBN 978-2-85428-662-5 )
OECD, Kosmos do 2030: Jaka przyszłość zastosowań kosmicznych? , EDP Nauki ,2004, 263 s. ( ISBN 978-2-86883-808-7 )264 strony
Jacques Villain, W podboju kosmosu: od Sputnika do człowieka na Marsie , Paryż, Vuibert Ciel & Espace,2007, 310 pkt. ( ISBN 978-2-7117-2084-2 )
(en) NASA Ames Research Center, Small Spacecraft Technology State of the Art , NASA,lipiec 2014, 211 s. ( przeczytaj online )Stan technologii stosowanych na mikrosatelitach w 2014 roku (mniej niż 150 kg suchej masy); referencja: NASA / TP – 2014–216648 / REV1

Inne zajęcia

José Achache, Strażnicy ziemi , Hachette ,2004, 192 pkt. ( ISBN 978-2-01-235733-4 )
Aline Chabreuil i Philippe Chauvin, Satelity: na granicach wiedzy , Paryż, Éditions du Recherches Midi; kolekcja "Dobre Książki",2008
Robert Lainé ( EADS Astrium ), Marie-José Lefèvre-Fonollosa ( Centrum Kosmiczne w Tuluzie ), dr Volker Liebig ( ESA ), Bernard Mathieu ( CNES ), Isabelle Sourbès-Verger ( CNRS ), przedmowa Claudie Haigneré , Objectif Terre: la satelita rewolucja , Paryż, Le Pommier / Cité des Sciences,2009, 189 pkt. ( ISBN 978-2-7465-0419-6 )192 strony

Powiązane artykuły

Linki zewnętrzne

„Kosmos: nowe obserwatorium Ziemi” , Metoda Naukowa , Kultura Francji,11 listopada 2020 r..
Witryna misji naukowych CNES: charakterystyka satelitów z udziałem Francji
(pl) Strona Europejskiej Agencji Kosmicznej opisująca charakterystykę wszystkich satelitów obserwacyjnych Ziemi
(pl) Strona zawierająca charakterystykę wszystkich wystrzelonych satelitów
(pl) Syntetyczne misje kosmiczne NASA
(pl) (fr) Miejsce umożliwiające określenie czasów przelotu wszystkich satelitów na orbicie