En astronomie, le terme "fenêtre de tir" revêt une importance capitale, notamment dans le domaine des missions spatiales. Il désigne le moment idéal pour lancer une fusée afin qu'elle atteigne sa destination avec précision et efficacité. Ce moment est calculé en tenant compte de nombreux facteurs, tels que les positions relatives des corps célestes, les contraintes techniques et les objectifs de la mission.
Dès la conception du satellite, de la sonde d'exploration ou de la capsule, les ingénieurs déterminent donc le parcours mais aussi le moment exact pour faire décoller la fusée. Ce moment qui permettra au passager de rejoindre sa position finale, à l’endroit et au moment requis, avec la bonne vitesse pour mener à bien sa mission. Ce moment idéal, c’est ce qu’on appelle la fenêtre de lancement.
Le temps pendant lequel elle reste ouverte dépend de nombreux facteurs. Par exemple, la fenêtre de lancement vers Mars ne s’ouvre que tous les 26 mois environ.
Plusieurs éléments entrent en jeu dans la détermination de la fenêtre de tir optimale :
L'heure de lancement est donc un facteur souvent important. La longitude du nœud ascendant ☊ dépend de l'heure du lancement et de la longitude ; l'argument du périgée ω qui détermine la position du périgée sur l'orbite dépend de la localisation du point d'injection et de la composante verticale de la vitesse (par rapport au sol). Si la composante verticale de la vitesse est nulle au point d'injection le périgée se confond avec le point d'injection.
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Envoyer une fusée dans l'espace, c'est aussi calculer sa trajectoire idéale. Un travail assuré par des ingénieurs spécialisés en mécanique spatiale. Pas question de tracer une ligne droite vers la destination. Selon les missions, ces calculs sont plus ou moins complexes.
L'orbite d'un satellite suivra les lois de Kepler. La question se pose alors de savoir ce qui se passe si on se trompe un peu sur la vitesse, en module ou en direction. Si le satellite est lancé dans la bonne direction mais avec une vitesse trop grande, alors le satellite est largué au périgée. Si le satellite est lancé dans la bonne direction mais avec une vitesse trop petite, le satellite est alors largué à l'apogée.
L'inclinaison i de l'orbite est déterminée par l'azimut Az du lanceur à la fin de sa phase propulsée et de la latitude l : cos (i) = sin (Az) × cos (l). une charge utile ne peut pas être directement lancée sur une orbite ayant une inclinaison inférieure à la latitude de sa base spatiale de départ. Ainsi depuis la base de Baïkonour (latitude = 45°), une charge utile ne peut pas atteindre directement l'orbite géostationnaire (inclinaison = 0°) : il est donc nécessaire après satellisation de modifier l'inclinaison du plan de l'orbite de 45°.
Or, les modifications d'inclinaison de plan d'orbite sont particulièrement coûteuses en carburant car la charge utile en orbite se comporte comme un gyroscope en rotation : il faut ainsi imprimer une vitesse supplémentaire de 3 600 m/s à une charge utile pour modifier son plan d'orbite de 30°.
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