Liste des Orbites
Liste d'orbites par objet ou point central
Orbite galactocentrique : Orbite autour du centre d'une galaxie. Le Soleil et également notre système planétaire parcourt une telle orbite autour du centre galactique de la Voie lactée.
Orbite héliocentrique : Orbite autour du Soleil. Dans notre système solaire, c'est l'orbite des planètes, planètes naines, comètes et astéroïdes.
Orbite herméocentrique : Orbite autour de la planète Mercure.
Orbite géocentrique : Orbite autour de la planète Terre. C'est l'orbite de la Lune et des satellites artificiels.
Orbite sélénocentrique : Orbite autour de la Lune, aussi appelée orbite lunaire.
Orbite aréocentrique : Orbite autour de la planète Mars.
Orbite zénocentrique : Orbite autour de la planète Jupiter.
Orbite kronocentrique : Orbite autour de la planète Saturne.
Orbite ouranocentrique : Orbite autour de la planète Uranus.
Orbite poséidocentrique : Orbite autour de la planète Neptune.
Orbite hadéocentrique : Orbite autour de la planète naine Pluton.
Orbites géocentriques classées par altitude
Orbite terrestre basse : orbite géocentrique avec une altitude comprise entre 160 et 2 000 km.
Orbite terrestre moyenne : orbite géocentrique avec une altitude comprise entre 2 000 km et 35 786 km (altitude des orbites géosynchrones).
Orbite géosynchrone : une orbite où la période est égale à un jour sidéral. Ceci implique une altitude aux alentours de 35 786 km.
Orbite terrestre haute : orbite géocentrique avec une altitude supérieure à 35 786 km.
Par excentricité
Il existe deux types d'orbites :
- Les orbites fermées, qui sont périodiques ;
- Les orbites ouvertes qui sont des orbites d'échappement ;
Les orbites circulaires et elliptiques sont fermées. Les orbites paraboliques et hyperboliques sont ouvertes. Les orbites radiales peuvent être soit ouvertes ou fermées.
Orbite circulaire : Orbite avec une excentricité égale à 0 et une forme de cercle.
Orbite elliptique : Orbite avec une excentricité comprise entre 0 et 1 et une forme d'ellipse.
Orbite parabolique : Orbite dont l'excentricité est égale à 1.
Orbite hyperbolique : Orbite dont l'excentricité est égale ou supérieure à 1. Un satellite sur une telle orbite a une vitesse supérieure à la vitesse de libération et va échapper à l'attraction terrestre.
Orbite radiale : Orbite avec un moment angulaire nul et une excentricité égale à 1. Les deux objets en mouvement s'approchent ou s'éloignent l'un de l'autre selon une ligne droite.
Par inclinaison
Orbite inclinée : Orbite dont l'inclinaison par rapport au plan de l'équateur n'est pas nulle.
- Orbite polaire : Orbite qui passe par les deux pôles d'une planète à chaque révolution. Son inclinaison est égale ou très proche de 90 degrés ;
- Orbite polaire héliosynchrone ;
Orbite non inclinée : Orbite dont l'inclinaison est nulle par rapport à un plan de référence.
- Orbite écliptique : Orbite non inclinée par rapport au plan de l'écliptique ;
- Orbite équatoriale : Orbite non inclinée par rapport au plan de l'équateur ;
Par caractéristique orbitale
Orbite en boîte
Orbite circulaire : Orbite avec une excentricité égale à 0 et une forme de cercle.
Orbite écliptique :
Orbite elliptique : Orbite avec une excentricité comprise entre 0 et 1 et une forme d'ellipse.
- Orbite hautement elliptique ;
Orbite de rebut : Orbite où sont transférés les satellites en fin de vie active.
Orbite de transfert : Orbite temporaire permettant d'atteindre une orbite visée.
- Orbite de transfert de Hohmann ;
Orbite de contact
Trajectoire hyperbolique
Trajectoire parabolique :
- Orbite de capture ;
- Orbite de libération ;
Orbite stable
Orbite semi-synchrone
Orbite sous-synchrone
Orbite super-synchrone
Orbite synchrone
Terre
Orbite géocentrique : Une orbite autour de la planète Terre. C'est l'orbite de la Lune et des satellites artificiels.
- Orbite géosynchrone : Une orbite où la période est égale à un jour sidéral. Ceci implique une altitude aux alentours de 35 786 km ;
- Orbite géostationnaire : Une orbite géosynchrone circulaire avec une inclinaison de zéro. Pour un observateur au sol un satellite sur cette orbite apparaît comme un point fixe dans le ciel.
- Orbite héliosynchrone
- Orbite de transfert géostationnaire : Orbite intermédiaire permettant de placer des satellites en orbite géostationnaire.
- Orbite terrestre basse : Orbite géocentrique avec une altitude comprise entre 300 et 2 000 km ;
- Orbite terrestre moyenne : Orbite géocentrique avec une altitude comprise entre 2 000 km et 35 786 km (altitude des orbites géosynchrones) ;
- Orbite de Molnia : Orbites très elliptiques, inclinée à 63,4 ° par rapport au plan de l'équateur et permettant à un satellite de passer la plupart de son temps au-dessus de sa zone d'activité utile ;
- Orbite équatoriale ;
- Orbite toundra ;
Mars
Orbite aréosynchrone
- Orbite aréostationnaire
Lune
Orbite lunaire
Soleil
Orbite héliocentrique : Orbite autour du Soleil. C'est l'orbite des planètes du système solaire.
Orbite héliosynchrone
Point de Lagrange
Orbite de halo
Orbite de Lissajous
Orbite héliocentrique
Ne doit pas être confondu avec Orbite héliosynchrone ou Orbite héliostationnaire.
Les planètes en orbite autour du Soleil
Une orbite héliocentrique est l'orbite d'un objet en révolution directe autour du Soleil. Le périapside d'une orbite héliocentrique est appelée le périhélie. L'apoapside d'une orbite héliocentrique est appelée l'aphélie.
Description
Plus précisément, une orbite héliocentrique est une orbite elliptique dont l'un des foyers est le barycentre du Système solaire.
Mouvement du centre de masse du système solaire relativement au Soleil 1945 / 1995
Le Soleil étant de très loin le corps le plus massif du Système solaire : 700 fois plus massif que l'ensemble du reste du Système solaire, le barycentre du Système solaire est situé dans le Soleil ou à proximité de celui-ci. La distance entre le barycentre du Soleil et le barycentre du Système solaire varie en fonction de la position des autres corps du système planétaire, notamment des quatre planètes géantes gazeuses dont Jupiter, la plus massive.
Les orbites des objets secondaires du Système solaire ; la Terre et les autres planètes, les planètes naines et les petits corps ; qui sont en rotation directe autour du Soleil, objet primaire de ce système planétaire, sont des orbites héliocentriques. Les orbites des objets tertiaires du Système solaire, qui sont en rotation directe non pas autour du Soleil mais autour de l'objet secondaire dont ils sont les satellites naturels, ne sont pas des orbites héliocentriques. Par exemple, l'orbite de la Lune, unique satellite naturel de la Terre, n'est pas héliocentrique mais géocentrique ; et celle d'une sonde spatiale en rotation directe autour de la Lune, une orbite sélénocentrique.
Histoire
La révolution des planètes autour du Soleil a été (re)découverte par l'astronome Nicolas Copernic et exposé dans son : De Revolutionibus orbium coelestium en 1543.
L'astronome Johannes Kepler a découvert la forme elliptique de l'orbite héliocentrique des planètes. Son énoncé, dans : L'Astronomia nova en 1609), est connu comme la première loi de Kepler.
Orbite géocentrique ou Orbite terrestre
Ne pas confondre avec l'orbite de la Terre.
Orbites basses (cyan) et moyennes (jaune) à l'échelle
La ligne pointillée noire représente l'orbite géostationnaire
La ligne verte pointillée représente l'orbite normale pour les satellites GPS
Une orbite terrestre est l'orbite suivie par un objet autour de la Terre.
Il y a approximativement 2 465 satellites artificiels ainsi que des centaines de milliers de débris spatiaux qui orbitent autour de la Terre. Les sondes spatiales débutent généralement leur mission en parcourant une orbite d'attente avant de continuer leur trajet vers un autre corps céleste.
Classification
Classification par altitude
Orbite terrestre basse : L'orbite terrestre basse, ou LEO, est une zone de l'orbite terrestre allant jusqu'à 2 000 kilomètres d'altitude. On y retrouve des satellites de télédétection, des satellites de télécommunications ainsi que quelques stations spatiales, dont la Station spatiale internationale. Elle fait l'objet, avec l'orbite géostationnaire, d'une attention particulière, notamment en ce qui concerne la prolifération des débris spatiaux.
Orbite terrestre moyenne : L'orbite terrestre moyenne, ou MEO, est la région de l'espace autour de la Terre située entre 2 000 et 35 786 kilomètres d'altitude, soit au-dessus de l'orbite terrestre basse et en dessous de l'orbite géostationnaire.
Orbite géosynchrone : L'orbite géosynchrone, abrégée GEO, est une orbite sur laquelle un satellite se déplace dans le même sens que la planète : d'ouest en est pour la Terre et dont la période orbitale est égale à la période de rotation sidérale de la Terre, soit environ 23 h 56 min 4,1 s. Cette orbite a un demi-grand axe d'environ 42 200 km.
Orbite terrestre haute : L'orbite terrestre haute, ou HEO est une orbite terrestre dont l'apogée est situé au-dessus de l'orbite géosynchrone, soit environ 35 786 kilomètres.
Classification par inclinaison
Une orbite inclinée est une orbite inclinée par rapport au plan équatorial.
Orbite polaire : Un satellite en orbite polaire survole les pôles d'une planète ou d'un autre corps céleste à chaque révolution. Il tourne autour d'un astre avec une inclinaison élevée, située près de 90 degrés, ce qui le rend intéressant pour l'observation de la Terre. Son altitude, généralement assez basse, avoisine les 700 kilomètres.
Orbite héliosynchrone : L'orbite héliosynchrone désigne une orbite dont on choisit l'altitude et l'inclinaison de façon que l'angle entre son plan et la direction du Soleil demeure à peu près constant. Un satellite placé sur une telle orbite repasse au-dessus d'un point donné de la surface terrestre à la même heure solaire locale.
Orbite aréocentrique
Une orbite aréocentrique est une orbite autour de la planète Mars. C'est l'équivalent martien des orbites géocentriques autour de la Terre. Le préfixe aréo- est dérivé d'Arès, le dieu grec de la guerre et homologue du dieu romain Mars, avec lequel la planète a été identifiée. Le mot grec moderne pour Mars est Άρης (Áris).
Les premiers satellites artificiels en orbite aréocentrique étaient la sonde américaine Mariner 9 et les orbiteurs soviétiques Mars 2 et Mars 3 en novembre 1971.
Orbite elliptique
Deux corps avec une masse similaire qui orbitent autour d'un même point en orbites elliptiques
En mécanique céleste et en mécanique spatiale, une orbite elliptique est une orbite dont l'excentricité est inférieure à 1 et non nulle.
Histoire
L'astronome andalou et musulman Al-Zarqali du XIe siècle suggère et affirme déjà que les orbites planétaires sont des ellipses. L'ellipticité des orbites héliocentriques de la Terre et des autres planètes du Système solaire a été découverte par Johannes Kepler, à partir des observations de l'orbite de la planète Mars. Kepler publia sa découverte dans son Astronomia nova dont l'editio princeps parut à Prague, en 1609. L'énoncé est connu comme la première loi de Kepler.
Notions connexes
Par extension, une orbite elliptique est une orbite dont l'excentricité est comprise entre 0 et 1. L'orbite circulaire, orbite dont l'excentricité est nulle, est une orbite elliptique.
Période orbitale
La période de révolution (P) d'un corps sur une orbite elliptique peut être calculée selon l'équation suivante :
où :
m est le paramètre gravitationnel standard ;
α est la longueur du demi-grand axe ;
Trajectoire parabolique
La ligne verte représente une trajectoire parabolique
En mécanique céleste et en mécanique spatiale, une trajectoire parabolique ou orbite parabolique est une orbite de Kepler dont l'excentricité est égale à 1.
L'objet en orbite décrit alors, sur le plan de l'orbite, une parabole dont le foyer est l'objet plus massif.
Le mouvement parabolique s'effectue lorsqu'un projectile est soumis à une vitesse initiale et à la seule accélération de la pesanteur. Un exemple courant de mouvement parabolique est l'obus tiré depuis un canon.
Galilée en 1638 est un des premiers à développer cette théorie ; il fallait s'abstraire de la résistance de l'air. Torricelli poursuivra.
Lorsqu'on lance un objet en l'air, hormis le cas où il a été lancé rigoureusement à la verticale vers le haut, sa trajectoire est une courbe que l'on peut assimiler à une parabole. Par exemple, le tir d'un boulet de canon ou d'une boule de pétanque décrit une trajectoire quasi-parabolique. Les comètes passent au voisinage du Soleil ou de la Terre sur une orbite parabolique. Si un avion effectue une trajectoire parabolique, alors les passagers embarqués se trouvent en impesanteur.
Trajectoire hyperbolique
La ligne bleue représente une trajectoire hyperbolique
Une trajectoire hyperbolique ou, abusivement, orbite hyperbolique est, en mécanique spatiale, la trajectoire de tout objet autour du corps central avec une vitesse suffisante pour échapper à l'attraction gravitationnelle de celui-ci. Le nom dérive du fait que, selon la loi universelle de la gravitation, une telle orbite a la forme d'une hyperbole. En termes plus techniques, cela peut être exprimé par une excentricité orbitale supérieure à 1.
Le tableau ci-dessous reprend des exemples de vitesses à l'infini de corps en trajectoires hyperboliques par rapport au Soleil. En raison de la présence d'autres corps que le Soleil ou de manœuvres orbitales, celles-ci sont susceptibles de varier en fonction du temps. C'est d'ailleurs ainsi, en profitant d'une assistance gravitationnelle de Jupiter, que C/1980 E1 a pu gagner une excentricité supérieure à 1.
Orbite inclinée
Une orbite inclinée est une orbite qui a une inclinaison non nulle par rapport au plan équatorial de l'astre autour duquel elle est située.
Orbite polaire
Une orbite polaire est une orbite inclinée de près de 90 degrés. Les véhicules spatiaux positionnés sur ces orbites survolent ainsi les pôles de l'astre à chaque révolution. Une orbite polaire permet, grâce à la rotation de la Terre, de survoler régulièrement l'ensemble du globe
Les orbites polaires terrestres utilisées sont généralement assez basses, avoisinant les 700 kilomètres. Elles servent à établir des cartes terrestres et à effectuer de la reconnaissance météorologique.
Orbite équatoriale
Une orbite inclinée polaire équatoriale et rétrograde en partant de la gauche
Une orbite équatoriale est une orbite au niveau de l'équateur.
Un satellite peut utiliser l'effet centrifuge de la Terre pour créer un mouvement de fronde et accélérer sa mise en orbite tout en utilisant moins d'ergols (+ 0,46 km/s). Pour améliorer cet effet, il faut se rapprocher de l'équateur et viser l'orbite équatoriale, comme avec le centre spatial guyanais à seulement 5° nord au dessus de l’équateur ou la plateforme Sea Launch.
Certaines orbites sont de type équatorial comme :
- l'orbite de transfert géostationnaire ;
- l'orbite géostationnaire ;
Orbite en boîte
En dynamique stellaire, une orbite en boîte est une orbite d'un type particulier qui peut être observée dans des systèmes triaxiaux, c'est-à-dire des systèmes qui ne possèdent pas de symétrie autour de leurs axes. Elle s’oppose aux orbites à boucles qui sont observées dans les systèmes à symétrie sphérique ou axiale.
Dans une orbite en boîte, l’étoile oscille de manière indépendante le long de trois axes différents tout en se déplaçant dans le système. Du fait de ce mouvement, elle rentre dans une région de l’espace qui a la forme grossière d’une boîte. À l’inverse des orbites à boucles, les étoiles avec une orbite en boîte peuvent se rapprocher à tout moment du centre du système. Si les fréquences d’oscillation dans différentes directions sont commensurables, l’orbite reposera sur une variété à une ou deux dimensions et peut éviter le centre. Ce phénomène se produit rarement et de telles orbites sont parfois appelées boxlets.
Orbite circulaire
Une orbite circulaire est une orbite dont la trajectoire est circulaire.
Tous les paramètres scalaires de cette orbite sont constants, c'est-à-dire le module de la vitesse, la vitesse angulaire, l'énergie potentielle et l'énergie cinétique. Elle n'a ni apogée ni périgée.
Orbite de rebut
Une orbite de rebut, parfois appelée orbite-poubelle ou orbite cimetière dans le domaine de l'astronautique, est l'orbite sur laquelle est transféré un satellite en fin de vie active.
Les termes correspondants en anglais sont graveyard orbit, et disposal orbit.
Les satellites de télécommunication, en orbite géostationnaire, utilisent le reliquat du carburant destiné à les maintenir en poste pour rejoindre leur orbite de rebut qui est supérieure de 230 kilomètres, à leur orbite nominale. Les placer sur une orbite inférieure augmenterait le risque de collision lors des mises en orbite de leurs successeurs et les renvoyer se désintégrer dans l'atmosphère demanderait beaucoup trop d'énergie.
Il est généralement demandé aux contrôleurs de satellites d'utiliser les quelques derniers kilogrammes d'ergols restants ; si le satellite est toujours manœuvrable, pour replacer le satellite un peu plus loin que l'orbite géostationnaire, lui évitant ensuite de rester trop proche des autres satellites en activité. Ensuite, il est demandé de couper tous les circuits électriques, évitant qu'il n'interfère avec les autres satellites près desquels il va passer, ainsi que de vider complètement les réservoirs d'ergols afin de se prémunir d'une explosion à la suite d'une éventuelle collision avec un autre objet céleste.
Orbite de transfert
L'orbite de transfert (en jaune) permet de passer de l'orbite basse (en vert) à l'orbite haute (en rouge)
Une orbite de transfert, dans le domaine de l'astronautique, est l'orbite sur laquelle est placé temporairement un véhicule spatial entre une orbite initiale, ou la trajectoire de lancement, et une orbite visée.
Le terme correspondant en anglais est transfer orbit.
Orbite de transfert de Hohmann
Une trajectoire, aussi appelée transfert, parfois simplement orbite de Hohmann est une trajectoire qui permet de passer d'une orbite circulaire à une autre orbite circulaire située dans le même plan, en utilisant uniquement deux manœuvres impulsionnelles. En se limitant à deux manœuvres, cette trajectoire est la trajectoire consommant le moins d'énergie possible. Avec plus de deux manœuvres par contre, on peut recourir à des transferts dit bi-elliptiques qui se révèlent plus économes en énergie, mais à condition que le rayon de l'orbite d'arrivée excède d'un facteur ~12 celui de l'orbite de départ.
Orbite semi-synchrone
L'orbite semi-synchrone est une orbite sur laquelle un satellite aura une période de révolution égale à la moitié de la période de rotation de l'astre autour duquel est l'orbite considérée.
Pour la Terre, une orbite semi-synchrone est considérée comme une orbite terrestre moyenne, avec une période de révolution d'environ 12 heures. Ce type d'orbite est utilisé par les satellites du Global Positioning System.
Orbite super-synchrone
Une orbite super-synchrone est une orbite dont la période de révolution est supérieure à celle d'une orbite synchrone : la période de révolution de cette dernière étant égale à la période de rotation du corps qui contient le barycentre de l'orbite. Comme conséquence de la 3e loi de Kepler, l'apoapside (apogée dans le cas de la Terre) d'une orbite super-synchrone est plus élevée que celle d'une orbite synchrone.
Orbites super-synchrones géocentriques
Un type d'orbite super-synchrone ayant un intérêt économique particulier est un anneau d’orbites géocentriques quasi-circulaires situées au-delà de la ceinture géosynchrone ayant une altitude d'apogée supérieure à 36 100 km, soient environ 300 km au-dessus de l’altitude synchrone. Elles sont nommées orbites de rebut.
La ceinture d'orbites de rebut est utile en tant que lieu de stockage et d’élimination des satellites géostationnaires et débris spatiaux abandonnés après la fin de leur vie économique utile. Les satellites artificiels restent dans l’espace car le coût de l’enlèvement des débris est élevé et les accords internationaux actuels n'exigent ni n'incitent à leur retrait rapide par l'opérateur qui les mis sur orbite et a ainsi créé une nuisance pour les autres. L'une des propositions d'accord international pour faire face à la croissance des débris spatiaux est une politique de licences de lancement un entrant / un sortant pour les orbites terrestres. Les exploitants de lanceurs devraient payer le coût de la réduction des débris. Ils devraient développer des capacités de capture, de navigation, d'extension des durées de mission et augmenter de façon substantielle la quantité de propergols disponible sur le lanceur pour pouvoir atteindre, capturer et désorbiter un satellite abandonné sur un plan orbital proche.
Une autre utilisation courante des orbites super-synchrones concerne la trajectoire de lancement et l'orbite de transfert de nouveaux satellites de télécommunications à destination d'orbites géosynchrones. Le placement initial sur une orbite de transfert super-synchrone permet un changement d'Inclinaison orbitale avec une dépense moindre de propergols par le moteur d'apogée du satellite. Dans cette approche, le lanceur place le satellite sur une orbite de transfert géostationnaire elliptique super-synchrone dont l'apogée est un peu plus haut que l’orbite de transfert géostationnaire typique généralement utilisée pour les satellites de communication.
Cette technique a été utilisée, par exemple, pour le lancement et l’injection sur l’orbite de transfert géostationnaire des satellites SES-85 et Thaïcom-6 : apogée 90 000 km, lors des deux premiers vols du lanceur Falcon 9 v1.1 de SpaceX en décembre 2013 et janvier 2014 respectivement. Dans les deux cas, le propriétaire du satellite a utilisé la propulsion intégrée au satellite pour réduire l’apogée et circulariser l’orbite sur une orbite géostationnaire.
Cette technique a également été utilisée pour le lancement de SES-14 et Al Yah 3 lors du vol VA241 d'Ariane 5. Toutefois, en raison d’une erreur de programmation du système de navigation ayant provoqué une déviation de la trajectoire, les satellites n’ont pas été placés sur l’orbite prévue, entraînant une reconfiguration de leur programme de mise à poste.
Orbites super-synchrones dans le système solaire
Les satellites de Mars, Phobos et Deimos sont en orbite sous-synchrone et super-synchrone respectivement
Phobos a une période de révolution plus petite que la période de rotation de Mars.
La plupart des satellites naturels de planètes du système solaire ont des orbites super-synchrones. La Lune est dans une orbite super-synchrone de la Terre, sa période de révolution étant supérieure à la période de rotation de 24 h de la Terre.
La plus intérieure des deux lunes martiennes, Phobos, se trouve dans une orbite sous-synchrone de Mars avec une période orbitale de seulement 7 h 39 min (0,318 91 d). La lune extérieure, Deimos, est en orbite super-synchrone de 30 h 19 min (1,263 d)8 alors que la période de rotation sidérale de Mars est de 24 h 37 min.
La mission Mars Orbiter, actuellement en orbite autour de Mars, est placée sur une orbite super-synchrone hautement elliptique, avec une période de 72,9 h, un périapside de 422 km et un apoapside de 77 000 km.
La mission Al-Amal, ou Emirates Mars Mission Hope, des Émirats arabes unis, arrivée en orbite autour de Mars le 9 février 2021, suit aussi une orbite super-synchrone d'une excentricité élevée de 0,33 (22 000 km de périastre sur 44 000 km d'apoastre) avec une période de 55 heures.
Orbite synchrone
Ne doit pas être confondu avec Rotation synchrone.
L'orbite synchrone est une orbite sur laquelle un satellite mettra autant de temps à accomplir une révolution autour d'un astre que cet astre en prendra pour effectuer un tour sur lui-même.
Dans le cas particulier de la Terre, on parle d'une orbite géosynchrone.
Si de plus l'inclinaison et l'excentricité orbitale de cette orbite sont nulles, alors le satellite paraîtra immobile vu de l'astre central ; dans le cas contraire il paraîtra décrire un analemme.
Note : Ne pas confondre l'orbite synchrone avec la rotation synchrone dans laquelle le satellite met autant de temps à effectuer un tour complet sur lui-même qu'à accomplir une révolution autour de l'astre central.
Implication en planétologie
Le fait pour un satellite naturel d'orbiter en deçà ou au-delà de l'orbite synchrone : c'est-à-dire d'accomplir une révolution autour d'une planète en moins ou en plus de temps que ne met celle-ci à effectuer un tour complet sur elle-même ; entraîne généralement des conséquences fatales.
En effet, les forces de marée exercées par la planète ralentissent (orbite en deçà, ou sous-synchrone) lentement le satellite, qui perd peu à peu de l'altitude et finira par s'écraser un jour sur la planète, à moins qu'il ne se disloque avant en atteignant la limite de Roche et forme éventuellement un nouvel anneau planétaire. Pour l'orbite au-delà (ou super-synchrone), ces forces accélèrent le satellite et l'éloignent.
Plusieurs lunes du système solaire sont dans cette situation critique : c'est notamment le cas de Phobos, Cordélia et Ophélie et de Naïade, Thalassa et Despina.
Orbites des principales lunes du système solaire
Orbites synchrones pour les planètes du système solaire
Le tableau ci-dessous indique les paramètres orbitaux que doivent avoir des satellites pour décrire une orbite synchrone autour des planètes du système solaire.
Orbite géostationnaire
Point géostationnaire (en vert) sur l'orbite en vis-à-vis du point (en brun) sur la Terre
L'orbite géostationnaire, abrégée GEO est une orbite circulaire autour de la Terre caractérisée par une inclinaison orbitale nulle ; donc une orbite dans le plan équatorial, et une période orbitale (durée d'une orbite) égale à la période de rotation de la Terre. Un objet placé sur une orbite géostationnaire reste en permanence au-dessus du même point de l'équateur.
L'orbite géostationnaire autour de la Terre se situe à une altitude de 35 786 km au-dessus du géoïde terrestre ; on parle couramment de satellites à 36 000 km.
Ces propriétés de l'orbite géostationnaire sont exploitées en particulier par les satellites de télécommunications qui peuvent ainsi servir de relais permanent entre des stations émettrices et des stations réceptrices pour des liaisons téléphoniques, informatiques ou la diffusion de programmes de télévision, et les satellites de météorologie, tels les Météosat, qui peuvent enregistrer en permanence l'évolution des nuages et températures d'une grande zone.
L'orbite géostationnaire est un cas particulier de l'orbite géosynchrone.
Caractéristiques
Couverture d'un satellite géostationnaire
Celui-ci peut communiquer avec des stations situées sur la moitié de la sphère terrestre
Toutefois la qualité des signaux se dégrade à la périphérie de la zone de visibilité
En plus de la caractéristique de l'orbite géosynchrone qui fait qu'un corps se trouvant sur cette orbite possède une période de révolution très exactement égale à la période de rotation de la Terre sur elle-même (23 heures 56 minutes et 4,1 secondes), l'orbite géostationnaire s'inscrit dans le plan équatorial de la Terre. Cette propriété supplémentaire fait que tout corps en orbite géostationnaire paraît immobile par rapport à tout point de la Terre.
Cette caractéristique est particulièrement importante pour les satellites de télécommunications ou de diffusion de télévision. La position du satellite semblant immobile, un équipement de réception muni d'une antenne fixe pointant dans la direction du satellite géostationnaire suffira pour capter ses émissions. Pour la couverture de l'Europe, c'est principalement Eutelsat qui assure cette mission avec de nombreux satellites en orbite. Cette orbite est également utilisée pour l'observation de la Terre depuis une position fixe dans l'espace. C'est le cas pour les satellites météorologiques géostationnaires, dont les Meteosat pour l'Europe.
Les satellites géostationnaires sont nécessairement situés à la verticale ; au zénith ; d'un point de l'équateur ou, en d'autres termes, situés dans le plan équatorial de la Terre, et à l'altitude requise. On entend parfois parler abusivement de satellite géostationnaire au-dessus de l'Europe : il faut entendre par là satellite en orbite géostationnaire visible depuis l'Europe.
Maintien à poste
L'orbite géostationnaire du satellite ne reste pas stable et dérive sous l'influence de plusieurs effets, dont les irrégularités gravitationnelles et du potentiel géodynamique de la Terre, la pression de radiation solaire, l'attraction lunaire, etc. Ces dérives se feront dans le sens est-ouest mais aussi nord-sud (variation de l'inclinaison). Il existe néanmoins sur l'orbite géostationnaire deux positions stables pour ce qui concerne les dérives est-ouest situées à 75° E et 105° O. De même, il existe deux positions instables à 11° O et 162° E. Le maintien en position géostationnaire nécessite donc des manœuvres de correction d'orbite dans les deux directions nord-sud et est-ouest. Les conventions internationales demandent une précision de positionnement de 0,05° à 0,1° dans les deux directions, soit de 35 à 75 kilomètres au niveau de l'orbite. Ces manœuvres consomment des ergols et leur épuisement est la cause principale de fin de vie du satellite. Il est alors remonté sur une orbite de rebut plus éloignée de la Terre pour ne pas gêner la mise en orbite de satellites futurs. S'il est livré à lui-même, il dérivera vers un point stable.
Aucun corps céleste naturel du type astéroïde, ne gravite sur l'orbite géostationnaire de la Terre, mais le cas existe ailleurs dans le système solaire : l'orbite géostationnaire de Pluton contient la lune Charon. Ce cas est néanmoins particulier dans la mesure où la vitesse de rotation de Pluton est influencée par la période de révolution orbitale de Charon via le phénomène de verrouillage gravitationnel, aussi appelé rotation synchrone.
Rejoindre l'orbite géostationnaire
Le placement d'un satellite en orbite géostationnaire est une opération complexe qui peut prendre plusieurs semaines.
Après avoir quitté l'atmosphère au sommet d'un lanceur-fusée, le satellite est accéléré jusqu'à être sur l'orbite de transfert géostationnaire. Cette opération est généralement menée par le dernier étage du lanceur. Cette orbite de transfert est au plus bas (périgée) à environ 180 km d'altitude et au plus haut (apogée) à 36 000 km. C'est généralement à ce stade que se termine le contact entre la société de lancement et le satellite qui, en même temps, est séparé du dernier étage de son lanceur. Le satellite doit alors terminer sa mise en orbite en utilisant sa propre propulsion (ergols ou ions) pour terminer la circularisation de son orbite à 36 000 km d'altitude en tout point.
Orbite héliosynchrone
Ne doit pas être confondu avec Orbite héliocentrique ou Orbite héliostationnaire.
Plan d'orbite d'un satellite artificiel héliosynchrone
Il se présente toute l'année sous le même angle par rapport au Soleil
Une orbite héliosynchrone désigne une orbite géocentrique légèrement rétrograde dont on choisit l'altitude et l'inclinaison de sorte que l'angle entre le plan d'orbite et la direction du Soleil demeure quasiment constant. Un satellite placé sur une telle orbite passe au-dessus d'un point de la surface terrestre donné à la même heure solaire locale. Cette orbite est utilisée par une grande partie des satellites qui effectuent des observations photographiques en lumière visible, car l'éclairement solaire du lieu observé est peu variable d'un cliché à l'autre : satellites météorologiques, satellite de reconnaissance, satellite de télédétection, etc. Il s'agit d'une orbite polaire basse, entre 200 et 1 680 km et de périodicité courte décrite toutes les 88 à 120 minutes.
Principe
Pour une orbite d'altitude donnée et d'inclinaison différente de 0, 90 et 180 degrés, la non-homogénéité du champ gravitationnel terrestre, induit une précession de l'orbite. Un choix judicieux de l'inclinaison permet donc à l'orbite d'effectuer une rotation de 360° en une année, gardant ainsi un angle constant entre son plan orbital et l'axe Soleil / Terre. Une telle orbite est appelée orbite héliosynchrone.
L'orbite midi / minuit est un cas particulier de l'orbite héliosynchrone où l'heure solaire fixe de passage est de midi pour la partie de la terre éclairée par le soleil et de minuit pour l'autre moitié. L'orbite crépusculaire, d'une manière similaire, est une orbite héliosynchrone dont l'heure solaire de passage coïncide avec le lever et le coucher du Soleil. Une telle orbite permet une exposition constante du satellite au soleil et ainsi de simplifier grandement des difficultés d'échange thermiques et d'alimentation électrique par panneaux solaires. De plus, une telle orbite permet d'observer des zones de très faible luminosité sans être gêné par la lumière provenant directement du soleil.
Au fur et à mesure que l'altitude du satellite augmente, l'inclinaison requise augmente ce qui, pour une orbite rétrograde, implique que le satellite ne survole plus les hautes latitudes. Les orbites héliosynchrones typiques sont inclinées à 98°, ce qui assure une bonne couverture du globe terrestre.
L'orbite héliosynchrone est également possible autour de certaines autres planètes, comme Mars, dont l'aplatissement est le double de celui de la Terre. La sonde Mars Global Surveyor survole ainsi Mars à 14 heures sur une orbite quasi-phasée de 88 orbites en 7 sols ; elle se décale de 59 kilomètres à l'est à chaque cycle.
Historique
Le satellite de reconnaissance Samos-2 est le premier satellite artificiel à atteindre une orbite héliosynchrone en 1961.
Orbite de transfert géostationnaire
Orbite de transfert en jaune
Une orbite de transfert géostationnaire est une orbite intermédiaire qui permet de placer des satellites en orbite géostationnaire. Le sigle anglais correspondant est GTO, pour Geostationary Transfert Orbit.
C'est une orbite elliptique, dont le périgée se situe à basse altitude et l'apogée à l'altitude de l'orbite géostationnaire 35 786 km. Le périgée est approximativement à l'altitude de fin de combustion du dernier étage du lanceur, souvent une altitude de l'ordre de 200 km, équivalant, le rayon équatorial de la terre étant de 6 378 km, à une valeur de périgée de 6 578 km. La valeur de l'apogée est approximativement de 42 270 km ou une altitude de 35 786 km par rapport au géoïde terrestre.
Une fois la charge utile arrivée à l'apogée, la propulsion est relancée pour circulariser l'orbite et modifier le plan de l'orbite, ce qui demande de modifier la vitesse (delta-V) d'environ 1 600 m/s. Cela est généralement assuré par un moteur-fusée à ergols solides ou liquides intégré au satellite (moteur d'apogée).
La manœuvre d'apogée doit comprendre également une impulsion permettant de changer le plan orbital (l'inclinaison de l'orbite). Car, après combustion du lanceur et séparation du satellite, l'orbite de transfert est inclinée par rapport au plan de l'équateur, d'un angle équivalent à la latitude de la base de lancement. Or, l'orbite géostationnaire est obligatoirement dans le plan de l'équateur. Cette manœuvre va donc consommer une part plus ou moins importante des ergols situés dans le satellite. D'où le plus grand intérêt des lancements d'une base située le plus proche possible de l'équateur. De plus, la rotation de la terre fournit une vitesse appelé : effet fronde de la Terre : + 0,46 km/s à partir de Kourou, sachant que le satellite a une vitesse de 7,78 km/s pour une orbite basse, qui est d'autant plus grande qu'on est proche de l'équateur. C'est le grand intérêt et le succès du Centre spatial guyanais situé à seulement 5° de latitude nord. Un lancement depuis l'équateur lui-même est encore plus performant, d'où la conception de la plateforme Sea Launch.
La sur-consommation d'ergols pour les lancements depuis les autres ports spatiaux, aux latitudes plus élevées, sera préjudiciable à la durée de vie en orbite du satellite et donc de son économie.
L'orbite de transfert géostationnaire est très encombrée de débris spatiaux, dont les derniers étages des lanceurs.
Orbite de Molnia
Orbite de Molnia
Trace au sol d'un satellite circulant sur une orbite de Molnia
Comparaison de l'orbite de Molnia et de l'orbite géostationnaire
L'orbite de Molnia ou Molniya en russe, молния, (foudre) est une catégorie d'orbites très elliptiques, inclinée à 63,4° par rapport au plan de l'équateur et d'une période de 12 heures. Son apogée est proche de 40 000 km et son périgée proche de 1 000 km. Un satellite placé sur cette orbite passe la plupart de son temps au-dessus de la zone d'activité utile pour laquelle il a été conçu, un phénomène appelé angle de saturation d'apogée. Par rapport à une orbite géostationnaire, l'orbite de Molnia présente l'avantage de pouvoir couvrir les latitudes hautes en choisissant une inclinaison orbitale appropriée. Mais à chaque orbite le satellite traverse les ceintures de Van Allen nocives pour son électronique et la couverture n'est pas permanente ce qui impose la mise en orbite d'au moins deux satellites pour couvrir une zone donnée. Les orbites de Molnia ne sont pas limitées aux orbites terrestres mais peuvent être appliquées à tout astre pour lequel les variations séculaires de la longitude du nœud ascendant et de l'argument du périgée en raison de l'aplatissement de l'astre ont des effets dominants sur le satellite.
L'orbite de Molnia doit son nom à la série de satellites de communication soviétiques Molnia qui utilise ce type d'orbite depuis le milieu des années 1960. Pour placer ces satellites sur cette orbite haute, les Soviétiques développèrent une version de la R-7 Semiorka dotée d'un troisième étage et qui sera par la suite désignée sous l'appellation Molnia. Elle deviendra le lanceur exclusif des satellites circulant sur cette orbite.
Caractéristiques
Pour avoir un apogée dont la position apparente dans le ciel se répète d'une orbite à l'autre, la période orbitale doit diviser 24 heures de façon paire. Une période de 12 heures donne donc deux apogées et deux périgées, une période de 6 heures en donnerait quatre de chaque type. Une inclinaison importante permet à l'apogée d'être proche du pôle nord ou sud justement là où la couverture d'un satellite géostationnaire est la plus mauvaise, voir nulle. Les russes, canadiens et suédois utilisent la proximité avec le pôle Nord.
Mais l'aplatissement du globe terrestre perturbe l'argument du périgée, donc même si l'apogée est au départ dans l'hémisphère Nord, il va progressivement se déplacer, à moins que la trajectoire ne soit régulièrement corrigée avec les propulseurs du satellite. C'est pour éviter cette dépense supplémentaire en carburant que l'orbite de Molnia utilise une inclinaison de 63,4°, inclinaison pour laquelle ces perturbations sont nulles.
Utilisation
Pour les télécommunications, l'orbite de Molnia permet une couverture 24 heures sur 24 des régions polaires avec une constellation de trois satellites. Le premier satellite lancé sur cette orbite fut le Molnia 1-01, lancé le 21 août 1965. Des satellites américains utilisent aussi ce genre d'orbite, dont le réseau Satellite Data System et la constellation de Sirius Satellite Radio. Selon certaines sources, le système soviétique FOBS anti-missile fonctionnait en imitant un satellite standard voyageant sur une orbite de Molnia. Des satellites américains secrets d'espionnage appelés Jumpseat, et leurs successeurs appelés Trumpet utiliseraient également les orbites de Molnia.
L'orbite de Molnia ne peut pas être appliquée à des engins spatiaux habités, car elle franchit quatre fois par jour les zones de très hautes radiations de la Ceinture de Van Allen.
Détail
Le nom de l'orbite de Molnia vient du nom russe pour foudre. Le satellite passe relativement près de la Terre à son périgée, donc à une vitesse très élevée, de l'ordre de 10 km/s. Le satellite russe Molnia fut le premier envoyé dans l'espace avec une telle orbite, il a donc donné son nom à ce type d'orbite.
Orbite toundra
Empreinte au sol de l'orbite de QZSS
L'orbite Toundra en russe, Тундра est un type d'orbite géosynchrone très elliptique d'une période de 24 heures. Elle s'apparente à l'orbite de Molnia qui a une période de 12 heures. Elle est utilisée par certains satellites de télécommunications pour couvrir des zones mal desservies par l'orbite géostationnaire, notamment les pôles. Ces orbites furent développées par les Soviétiques pour couvrir les territoires du Nord. Le satellite passe une grande partie de son temps à son apogée qui peut être placé où l'on veut. Elle n'est utilisée actuellement que par le Sirius Satellite Radio. Le même genre d'orbite est planifié pour le système de satellites QZSS ; amélioration de la précision de satellites d'aide à la navigation de type GPS au Japon.
Les équipements électroniques de ces satellites traversant à chaque orbite les ceintures de Van Allen peuvent être perturbés par des effets singuliers, par exemple et doivent donc être durcis.
Orbite de la Lune
Schéma du système Terre / Lune
Echelle de distance non respectée
La Lune effectue une orbite autour de la Terre en environ 27,32 jours, à environ 384 400 km du centre de la Terre en moyenne, à la vitesse moyenne de 3 683,590 215 Km/h. Elle diffère de la plupart des satellites naturels des autres planètes par son orbite plus proche du plan de l'écliptique que de l'équateur terrestre.
Bien que globalement elliptique, l'orbite de la Lune présente de nombreuses irrégularités connues sous le nom de perturbations, dont l'étude possède une très longue histoire.
Propriétés
Excentricité
L'orbite de la Lune est distinctement elliptique, avec une excentricité moyenne de 0,054 9. Cette forme non circulaire provoque une variation de la vitesse angulaire et de la taille apparente de la Lune pour un observateur terrestre. Le mouvement angulaire moyen journalier de la Lune pour un observateur imaginaire situé au barycentre des deux objets célestes est de 13,176° vers l'est.
L'excentricité de la Lune est cependant loin d'être constante dans le temps. En effet, du fait de perturbations solaires, cette excentricité varie entre 0,0255 et 0,0775. Les deux variations principales ont une période de 29,53 jours et 205,9 jours.
Variation au rythme de 29,53 jours
La variation au rythme de 29,53 jours est directement liée à la position de la Lune sur son orbite par rapport au Soleil, d'où le fait que la période coïncide avec la période synodique de la Lune.
Variation au rythme de 205,9 jours
La variation au rythme de 205,9 jours est quant à elle liée à l'orientation de l'orbite lunaire elle-même. En effet, l'excentricité atteint son maximum lorsque le grand axe de l'orbite de la Lune est aligné avec l'axe Terre / Soleil. L'excentricité est à l'inverse minimale lorsque le grand axe de l'orbite de la Lune est à 90° de l'axe Terre / Soleil. La période de cette variation est un peu plus longue qu'une demi-année (182,6 jours) du fait de la précession du périgée.
Précession du périgée
L'orientation de l'orbite n'est pas stable dans l'espace, mais subit un effet de précession au cours du temps. La ligne des apsides, reliant le périgée (point de l'orbite le plus proche de la Terre) et l'apogée (point le plus éloigné) tourne lentement dans le même sens que la Lune elle-même (mouvement direct). Cette précession du périgée lunaire effectue une révolution complète en 3 232,605 jours (environ 8,85 ans).
Nœuds
Les nœuds sont les points de l'orbite qui croisent le plan de l'écliptique. La Lune traverse le nœud ascendant tous les 27,212 jours, soit un mois draconitique. La ligne des nœuds, l'intersection entre le plan orbital de la Lune et celui de l'écliptique, subit un mouvement rétrograde : pour un observateur terrestre, elle tourne vers l'ouest, effectuant une rotation complète en 18,60 ans, soit 19,354 9° par an. Du point de vue d'un observateur imaginaire situé au pôle céleste nord, les nœuds tournent dans le sens négatif autour de la Terre, sens opposé à la rotation propre de celle-ci et à sa rotation autour du Soleil.
Les éclipses de Soleil et de Lune ne se produisent que lorsque les nœuds sont alignés ou au plus près avec l'axe Soleil / Terre, cette période d'alignement favorable aux éclipses est appelée saison d'éclipses, elle a lieu environ tous les 173,3 jours.
Inclinaison
L'inclinaison de l'orbite de la Lune sur le plan de l'écliptique est de 5,145° en moyenne et varie entre 5 et 5,28° selon un cycle de 173 jours (la moitié d'une année draconitique). L'axe de rotation de la Lune n'est pas perpendiculaire à son plan orbital et l'équateur lunaire est incliné de 1,543° sur l'écliptique.
L'axe de rotation de la Lune et son plan orbital subissent un effet de précession identique : ainsi, bien que son axe de rotation ne soit pas fixe par rapport aux étoiles, l'angle entre le plan de l'équateur lunaire et l'écliptique est toujours égal à 1,543°.
Précession de l'axe de rotation
L'axe de rotation de la Lune subit une précession d’une période de 6 793,5 jours (18,599 années). Cette précession est provoquée par la gravitation du Soleil et, dans une moindre mesure, par le bourrelet équatorial de la Terre.
Comme la Terre est elle-même inclinée de 23,45 degrés par rapport à l’écliptique, l’inclinaison du plan orbital lunaire par rapport à l’équateur terrestre varie entre 28,72 degrés et 18,16 degrés.
Lunistice
Pendant le solstice de juin, l'écliptique atteint sa déclinaison maximale dans l'hémisphère sud, - 23° 29′. Dans le même temps, lorsque le nœud ascendant de la Lune forme un angle droit avec le Soleil, la déclinaison de la pleine lune atteint un minimum de - 28° 36′. Cet effet est appelé lunistice sud.
Neuf ans et demi plus tard, le nœud descendant de la Lune formant un angle droit avec le Soleil lors du solstice de décembre, la déclinaison de la Lune atteint un maximum de 28° 36′, le lunistice nord.
Planète double
La masse de la Terre est 81 fois plus élevée que celle de la Lune, un rapport nettement plus faible que celui de la plupart des satellites du système solaire ; le barycentre des deux corps reste toutefois situé à l'intérieur de la Terre, à environ 1 750 km sous sa surface. Par ailleurs, la Lune n'orbite pas dans le plan de l'équateur terrestre, là encore à la différence de la plupart des satellites. Pour ces raisons, entre autres, le couple Terre / Lune est parfois considéré comme une planète double plutôt qu'un système planète-satellite.
Éléments orbitaux
Les paramètres suivants résument les principales caractéristiques de l'orbite de la Lune :
- Demi-grand axe : 384 748 km5
- Distance au périgée : ~362 600 km (356 400 à 370 400 km)
- Distance à l'apogée : ~405 400 km (404 000 à 406 700 km)
- Excentricité moyenne : 0,054 900 6 (0,026 à 0,077)6,7
- Inclinaison moyenne de l'orbite sur l'écliptique : 5,14° (4,99 à 5,30°)7
- Obliquité moyenne : 6,68°
- Inclinaison moyenne de l'équateur lunaire sur écliptique : 1,543°
- Période de précession des nœuds : 18,599 6 ans
- Période de précession de la ligne des apsides : 8,850 4 ans
Périodes lunaires
Plusieurs méthodes peuvent être employées pour décrire le temps que met la Lune pour tourner autour de la Terre. Le mois sidéral est la période de révolution de la Lune par rapport aux étoiles fixes, et environ 27,3 jours. Le mois synodique est la période entre deux phases lunaires identiques, environ 29,5 jours. Le mois synodique est plus long que le mois sidéral, parce que le système Terre / Lune se déplace le long de son orbite autour du Soleil et qu'il faut donc un peu plus longtemps pour obtenir la même configuration.
Le mois anomalistique est la période entre deux périgées, le mois draconitique entre deux nœuds ascendants et le mois tropique entre deux passages à la même longitude écliptique. Du fait de la précession de l'orbite lunaire, ces périodes n'ont pas la même durée qu'un mois sidéral.
En résumé
- Mois draconitique : 27,212 220 815 jours
- Mois tropique : 27,321 582 jours
- Mois sidéral : 27,321 661 55 jours
- Mois anomalistique : 27,554 550 jours
- Mois synodique : 29,530 588 86 jours
- Mois calendaire moyen (un douzième d'une année terrestre) : 30,436 875 jours (grégorien) ou 30,436 849 9 jours (astronomique)
Marées
Du fait des forces de marée, par déformation de la Terre le long de l'axe Terre / Lune, une partie de son moment cinétique est graduellement transféré au moment orbital du couple Terre / Lune. En conséquence, la Lune s'éloigne de la Terre d'environ 38 mm par an. La conservation du moment cinétique conduit la rotation de la Terre à ralentir, une journée terrestre s'allongeant d'environ 23 µs par an.
Ces valeurs étaient plus faibles par le passé : il y a 620 millions d'années, la Lune s'éloignait d'environ 22 mm par an et le jour terrestre s'allongeait de 12 µs par an.
Les calculs actuels suggèrent que la Lune devrait continuer à s'éloigner de la Terre pendant encore 50 milliards d'années. À ce moment, la Terre et la Lune devraient se trouver en rotation synchrone : la Lune devrait tourner autour de la Terre en 47 jours et les deux corps devraient tourner sur eux-mêmes en autant de temps, s'opposant toujours la même face ; ce qui est déjà le cas de la Lune.
Ces calculs ne tiennent cependant pas compte de l'évolution du Soleil au cours de cette période, ainsi que des effets des transformations de l'atmosphère et des océans terrestres qui auront lieu d'ici-là.
Trajectoire
Schéma d'une partie du parcours de la Terre et de la Lune autour du Soleil
Vues depuis le pôle céleste nord, la Lune orbite autour de la Terre dans le sens trigonométrique, la Terre orbite autour du Soleil également dans ce sens, et la Lune et la Terre tournent autour de leur axe également dans le sens trigonométrique.
À la différence de nombreux autres satellites du Système solaire, la trajectoire de la Lune est très similaire à celle de la planète autour de laquelle elle orbite. Dans un référentiel héliocentrique, l'accélération de la Lune est toujours dirigée vers le Soleil ; en conséquence, sa trajectoire y apparait comme convexe, jamais concave ou rebouclant sur elle-même.
Orbite de halo
Schéma montrant le potentiel effectif d'un système à deux corps : le soleil et la terre
Les 5 points de Lagrange
Les orbites de halo sont une famille particulière d'orbites de Lissajous, fermées autour d'un point de Lagrange ou suivant les lignes d'équipotentiel gravitationnel aux abords de ceux-ci. Elles sont périodiques et, contrairement aux orbites de Lyapunov, ne sont pas toutes comprises dans le plan orbital des deux corps célestes : si les plus proches du point L2 se trouvent dans le plan orbital des différents points de Lagrange, elles s'en éloignent au fur et à mesure que l'on déplace l'orbite vers le deuxième corps où elles deviennent quasi perpendiculaires à ce plan. Cette orbite est alors une ellipse dont un des foyers est le deuxième corps du système à l'origine des points de Lagrange.
Dans le système Terre / Lune, elle est appelée NRHO et est envisagée comme trajectoire quasi-polaire autour de la Lune pour le Lunar Orbital Platform-Gateway de la NASA. Cette trajectoire sera également celle de la mise en orbite de CAPSTONE, sonde spatiale ayant pour objectif de vérifier la stabilité de l'orbite.
Le nom orbites de halo a été inventé par Robert W. Farquhar dans sa thèse de doctorat en astronautique.
Orbite de Lissajous
Orbite de Lissajous autour du point de Lagrange L2 du système Soleil / Terre
En mécanique spatiale, une orbite de Lissajous désigne une trajectoire orbitale quasi périodique qu'un objet céleste parcourt sans propulsion autour d'un point de Lagrange d'un système à trois corps. Les orbites de Liapounov autour d'un point de libration sont des trajectoires courbées qui se trouvent complètement dans le plan orbital de deux corps célestes. En comparaison, l'orbite de Lissajous comprend les objets dans ce plan et ceux qui lui sont perpendiculaires, lesquels suivent une courbe de Lissajous. Les orbites de halo comprennent aussi des objets perpendiculaires au plan orbital, mais sont périodiques.
Les points de Lagrange L1, L2 et L3 sont dynamiquement instables, c'est-à-dire que d'infimes écarts par rapport à une position d'équilibre s'accumulent de façon exponentielle. En conséquence, les vaisseaux spatiaux sur une orbite de libration doivent recourir à des systèmes de propulsion pour maintenir leur position. Les orbites autour des points de Lagrange L4 et L5 sont dynamiquement stables en théorie, c'est-à-dire que le système peut voir sa position varier, mais l'écart moyen à long terme demeure petit. Dans le cas du couple Terre / Lune, l'excentricité de l'orbite lunaire et les perturbations causées par le Soleil amènent L4 et L5 à être instables.