QCM : Opérations orbitales des satellites — 52 questions

Explication

Une orbite correspond à l’ensemble des positions successives d’un satellite soumis à la gravitation d’un astre plus massif. Elle peut avoir différentes formes, et n’est donc pas forcément un cercle fermé.

Explication

La vitesse au point d’injection influence la nature de l’orbite, alors que la vitesse en orbite est déterminée par l’altitude et non par la masse du satellite. La masse n’est donc pas le facteur déterminant de la vitesse orbitale.

Explication

Une augmentation progressive de la vitesse d’injection conduit successivement aux formes circulaire, elliptique, parabolique et hyperbolique. L’hyperbole apparaît lorsque la vitesse dépasse la vitesse de libération.

Explication

Le périgée est le point le plus proche de la Terre et la vitesse du satellite y est maximale. À l’apogée, la distance est maximale et la vitesse est minimale.

Explication

Les orbites LEO sont basses, entre 250 et 1 500 km, les MEO sont intermédiaires, entre 10 000 et 30 000 km, et la GEO se trouve à 35 786 km. La GEO est donc bien plus éloignée que la LEO.

Explication

Les orbites hyperboliques sont associées aux missions interplanétaires, car elles permettent au véhicule de s’éloigner de l’astre central sur une trajectoire non liée. Les autres usages cités correspondent respectivement aux orbites LEO, MEO et GEO.

Explication

L’orbite de transfert est une trajectoire elliptique provisoire utilisée avant l’arrivée du satellite sur son orbite géostationnaire définitive. Elle se distingue donc de la GEO, qui constitue l’orbite finale.

Explication

Une orbite géostationnaire est circulaire, équatoriale, située à 35 786 km d’altitude et parcourue en 23 h 56 min, ce qui rend le satellite apparemment immobile depuis la Terre. Une orbite polaire ou elliptique ne possède pas cette propriété géostationnaire.

Explication

Pour l’orbite géostationnaire, le rayon orbital vaut 42 164 km, la vitesse environ 3 075 m/s et la période 86 164 s. L’altitude de 35 786 km ne doit pas être confondue avec le rayon mesuré depuis le centre de la Terre.

Explication

Le satellite est d’abord placé en GTO, puis des manœuvres réalisées à l’apogée le conduisent vers une orbite presque stationnaire NSO avant l’acquisition finale de la GEO. La GTO est donc une étape de transfert et non l’orbite géostationnaire définitive.

Explication

Les opérations commencent après la séparation avec le lanceur et comprennent la mise en condition ainsi que son maintien pendant toute la durée de vie orbitale. La conception et la fabrication appartiennent aux phases antérieures au lancement et ne définissent pas ces opérations.

Explication

La mise à poste, ou LEOP, amène rapidement le satellite dans sa configuration opérationnelle, alors que le maintien à poste, ou OOC, le garde opérationnel durant sa vie orbitale. La confusion fréquente consiste à inverser ces deux fonctions.

Explication

Les télémesures transmises par le satellite renseignent le sol sur son état, tandis que les télécommandes permettent d’agir sur cet état. Inverser ces rôles constitue la confusion principale entre information reçue et action envoyée.

Explication

Le tracking est obligatoire avec une antenne large à faisceau étroit et pour tout satellite en orbite inclinée jusqu’à 15 degrés. Une petite antenne peut s’en dispenser dans le cas plus stable d’un satellite géostationnaire dont l’inclinaison reste inférieure à 0,1 degré.

Explication

Commander un satellite implique de préparer les procédures, de calculer et planifier les opérations, puis d’envoyer des télécommandes sous différentes formes. L’archivage et la conversion radio relèvent d’autres fonctions du contrôle et des stations sol.

Explication

Les fonctions dérivées du Centre de Contrôle Satellite comprennent notamment l’archivage des événements TM, TC et LOGBOOK. La conversion radio appartient à la station TCR, tandis que la simulation relève du simulateur.

Explication

Le simulateur reproduit en temps réel le comportement en vol du satellite ainsi que les informations de télémesure associées. Le Centre de Contrôle Satellite commande et surveille le satellite, ce qui correspond à une fonction distincte.

Explication

Le simulateur doit reproduire les réactions du satellite aux commandes, aux automatismes de bord et à des éléments de l’environnement spatial comme la Lune et le Soleil. Une animation prédéfinie ne répondrait pas dynamiquement à ces facteurs.

Explication

Le simulateur familiarise les opérateurs avec les fonctions et la dynamique du satellite, valide les procédures MIP et MAP et permet de tester des fonctions du CCS. Il ne remplace pas le Centre de Contrôle ni les équipements radio de la station TCR.

Explication

Le lanceur fournit au satellite l’énergie cinétique et l’altitude nécessaires à son injection sur une orbite de transfert. Le maintien dans la fenêtre orbitale relève ensuite des opérations de maintien à poste.

Explication

Les spécifications du lanceur incluent notamment les paramètres d’injection ainsi que l’orientation et l’attitude du satellite à la séparation. Les autres éléments concernent les opérations ultérieures de contrôle ou de maintien à poste.

Explication

La poussée combine la quantité de mouvement du gaz éjecté et la contribution liée à la différence de pression à la tuyère, selon $F=qV_e+(p_e-p_a)S_s$. L’expression avec $I_{sp}$ définit l’impulsion spécifique et non directement la poussée.

Explication

La séquence commence par une injection sur une orbite de transfert géostationnaire, suivie de manœuvres à l’apogée vers une orbite presque stationnaire, puis de l’acquisition finale de l’orbite géostationnaire. Les autres séquences inversent ou remplacent les étapes orbitales prévues.

Explication

La mise à poste transforme l’orbite de transfert délivrée par le lanceur en orbite géostationnaire ou géosynchrone opérationnelle. L’injection initiale appartient au lancement, tandis que le maintien des coordonnées relève du maintien à poste.

Explication

La stratégie distingue notamment les mises à poste réalisées avec une propulsion chimique de celles réalisées avec une propulsion électrique. Les autres facteurs peuvent influencer une mission, mais ils ne constituent pas la distinction stratégique indiquée.

Explication

La mise à poste fine effectue les corrections résiduelles et conduit précisément le satellite vers sa fenêtre orbitale. La manœuvre principale d’apogée réalise auparavant les grandes corrections, notamment la circularisation, la réduction de l’inclinaison et l’acquisition de la longitude.

Explication

Un réseau de stations correspondant à la bande de fréquence TTC-RF est nécessaire pour maintenir le lien pendant les manœuvres. Une station isolée ou l’absence de suivi compromettrait la continuité des échanges de télémesure et de télécommande.

Explication

Les perturbations proviennent notamment du champ gravitationnel irrégulier de la Terre, de l’atmosphère résiduelle, des attractions lunaire et solaire et de la pression des photons solaires. Les autres propositions décrivent des opérations ou des éléments de mission plutôt que des perturbations naturelles.

Explication

Le freinage atmosphérique est bien plus marqué à basse altitude : un satellite peut rester environ un demi-siècle à 800 km, mais retomber après quelques mois à 300 km. La proposition inverse les durées associées aux deux altitudes.

Explication

La fenêtre orbitale correspond aux limites spécifiées de longitude et de latitude autour du point nominal. Le point nominal est la position centrale visée, et non l’ensemble des limites acceptables.

Explication

La localisation détermine l’orbite avant et après la manœuvre, ce qui permet d’évaluer la correction apportée et le carburant consommé. Les manœuvres Nord/Sud et Est/Ouest sont les actions qui corrigent effectivement les paramètres orbitaux.

Explication

La stratégie chimique s’étend sur quatorze jours : la manœuvre Nord intervient d’abord, suivie de la manœuvre Est deux jours plus tard, puis de la manœuvre Ouest douze heures après si besoin. La confusion vient du rôle des manœuvres : Nord corrige l’inclinaison, tandis qu’Est et Ouest agissent principalement sur l’excentricité et la longitude.

Explication

La propulsion électrique repose sur quatre manœuvres, chacune espacée de deux jours. La séquence de quatorze jours avec des manœuvres Nord, Est et Ouest correspond à la stratégie de propulsion chimique.

Explication

Le contrôle Nord/Sud demande environ 50 m/s par an, alors que le contrôle Est/Ouest en demande environ 2,5 m/s. Inverser ces valeurs conduit à attribuer la plus forte dépense de vitesse au mauvais axe.

Explication

Une éclipse par la Terre survient lorsque la Terre intercepte la lumière solaire avant qu’elle n’atteigne le satellite, situation favorisée autour des équinoxes et de minuit local. La configuration où le satellite se place entre le Soleil et la Terre correspond à un autre alignement, pas à l’occultation du Soleil par la Terre pour le satellite.

Explication

Les périodes d’éclipses sont associées aux deux équinoxes, autour du 21 mars et du 23 septembre. Les solstices ne constituent pas les repères saisonniers indiqués pour ces éclipses.

Explication

Chaque période d’éclipses dure environ 45 jours, avec approximativement 22 jours de part et d’autre de l’équinoxe. Une durée totale de 22 jours confondrait la période entière avec sa demi-largeur approximative.

Explication

Pendant l’éclipse, l’absence de lumière empêche les panneaux solaires de fournir de la puissance ; les batteries prennent donc le relais avant d’être rechargées à la sortie. L’idée d’une production solaire accrue pendant l’éclipse inverse le fonctionnement du système.

Explication

Le déplacement vers l’Ouest est obtenu en augmentant l’altitude, tandis que le déplacement vers l’Est résulte d’une diminution d’altitude. Utiliser la même variation d’altitude pour les deux directions ne permet pas de distinguer les régimes de dérive.

Explication

Les manœuvres de départ, ou « go », instaurent la dérive, tandis que les manœuvres d’arrêt, ou « stop », la suppriment à la longitude de destination. La confusion consiste à inverser les fonctions des deux groupes de manœuvres.

Explication

La vitesse de dérive est choisie en fonction de la consommation d’ergols admissible et de la séparation minimale à maintenir avec les autres satellites. La puissance des panneaux et les éclipses concernent l’énergie embarquée, mais ne sont pas les critères indiqués pour fixer cette vitesse.

Explication

Une dérive classique est d’environ 1,5° par jour ; elle consomme près de 11 kg d’ergols et s’effectue sur une orbite environ 110 km au-dessus ou au-dessous de l’orbite géostationnaire. Les autres combinaisons modifient au moins une de ces trois caractéristiques de référence.

Explication

Les opérations d’arrivée comprennent notamment le repositionnement des panneaux solaires, ainsi que le passage de la TTC en configuration nominale et la remise en configuration de mission. La vidange des réservoirs appartient à la désorbitation nominale, et les autres opérations ne sont pas mentionnées dans cette phase.

Explication

Les tests en orbite évaluent les performances de la charge utile sur toute sa zone de couverture grâce à différents signaux et à la mesure des signaux descendants. Les essais réalisés au sol avant le lancement relèvent de l’AIT, tandis que le transfert de responsabilité intervient après l’IOAR.

Explication

Après les tests en orbite a lieu l’IOAR, puis la responsabilité des opérations est transférée au client, c’est-à-dire à l’opérateur satellite. Le handover MIP-MAP intervient à la fin de la mise à poste et ne correspond pas à cette étape.

Explication

La désorbitation nominale comporte quatre manœuvres vers une orbite située à 300 km au-dessus de l’orbite géostationnaire, suivies de la vidange des réservoirs, du pointage Soleil et de l’extinction. Les autres séquences mélangent des opérations d’arrivée ou décrivent des actions absentes du processus.

Explication

Ariane 5 ECA peut placer jusqu’à 10 000 kg en orbite géostationnaire de transfert. Les autres capacités correspondent aux lanceurs H2A204, Falcon 9 et H2A202.

Explication

H2A202 peut placer jusqu’à 4 100 kg en GTO, tandis que H2A204 peut en placer jusqu’à 6 000 kg; le lanceur mesure 53 m. L’inversion des capacités confond les deux versions, et les autres propositions attribuent des caractéristiques d’autres lanceurs.

Explication

Falcon 9 peut placer jusqu’à 4 850 kg en GTO, mesure 55 m et utilise neuf moteurs Merlin 1D au premier étage. Les autres combinaisons reprennent des caractéristiques d’Ariane 5 ECA ou des valeurs incorrectes pour Falcon 9.

Explication

La masse initiale est supérieure à la masse finale, car le satellite consomme des ergols pendant la manœuvre; le rapport $M_i/M_f$ est alors supérieur à 1. Inverser ce rapport rendrait le logarithme négatif et ne représenterait pas correctement cette variation de vitesse.

Explication

L’évolution naturelle de l’excentricité dépend de la pression solaire et des propriétés du satellite qui modulent son effet, notamment la surface réfléchissante, le coefficient de pression et la masse. La longitude de stationnement concerne principalement la dérive naturelle, et les autres paramètres ne constituent pas les facteurs indiqués.

Explication

Les composantes d’une manœuvre sont classées selon leur direction en variation de vitesse radiale, tangentielle et normale, notées respectivement DVR, DVT et DVN. Les autres classifications concernent des masses, des phases opérationnelles ou des directions qui ne correspondent pas à cette décomposition.