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LISTE DES SUJETS TRAITÉS SUR CETTE PAGE
Dans
ce chapitre, nous allons voir quelques cas pratiques mathématiques
utiles et simples de ce que nous avons étudié dans
les chapitres de Géométrie Analytique, Mécanique
Classique, d'Astronomie dans le cadre du Génie Aérospatial
qui est donc la discipline scientifique qui rassemble les techniques
de l'aéronautique de l'ingénieur (déplacement
dans l'atmosphère,
utilisant des avions ou des hélicoptère par exemple)
et celles de l'astronautique (déplacements spatiaux,
c'est-à-dire trajets hors atmosphère et interplanétaires,
en utilisant des navettes spatiales ainsi que des fusées).
Le lecteur découvrira certainement qu'il
s'agit au fait que d'exemples que nous trouvons souvent dans les
livres
scolaires
en tant qu'exercices
Nous ne reviendrons pas ici sur la théorie
des côniques
(très importante pour la mise en orbite de satellites) vue
dans le chapitre de Géométrie Analytique, ni la théorie
du Gyroscope très utile pour orienter/forcer l'axe de rotation
(spin) des satellites et déjà vue dans le chapitre
de Mécanique Classique (par contre nous ne pourrons pas
utiliser la théorique balistique se trouvant dans
ce même
chapitre puisque nous y avions supposé la vitesse initiale constante...)
ou la théorie
des points de Lagrange utile parfois pour mettre en orbite des
satellites
sur
des astres
lointains (ce qui ne veut pas dire que nous n'utiliserons pas les
résultats théoriques des sujets que nous avions étudié).
De plus par hypothèse nous considérerons les corps
dans un mouvement non relativiste ce qui est à ce jour le
cas le plus fréquent...
Dans ce chapitre nous négligerons en réalité pas
mal de choses comme les frottements, les vibrations les cas à plus
de deux corps (astres...) et autres nombreux facteurs. Nous ne
verrons pas non plus les bricolages propres à l'ingénierie
spatiale (comme le fait que certains satellites ont des poids attachés
par des câbles réglables pour augmenter ou diminuer
leur moment cinétique
gyroscopique).
Remarque: Certains détails
vous sembleront négligeables
mais il faut savoir que le prix au kilo de l'ancement se situe
entre 20'000 et 30'000$ sans compter les assurances... (du moins
en ce début de 20ème siècle). Donc tout ce qui peut être
optimisé sans
accroître
le risque doit pouvoir l'être!
Avant de commencer sur les sujets purement mathématiques, abordons
quelques notions purement pragmatiques.
Le fait de placer le décollage proche del'équateur
sera d'une aide non négligeables puisque la vitesse
tangentielle (horizontale) de la rotation de la Terre est donnée
par (application de la cinématique
circulaire triviale étudiée dans le chapitre de Mécanique
Classique):
(73.1)
Soit un peu plus de la vitesse du son au sol dans
des conditions normales de température et de pression et
qui représente
environ 5% de la première vitesse cosmique que nous traiterons
juste un peu après (c'est déjà ça de
pris pour économiser
du carburant!). Et puis évidemment, comme la Terre tourne
sur elle-même d'Ouest en Est il vaut mieux faire
partir la fusée vers l'Est plutôt que tout droit
ou même
pire encore... vers l'Ouest (signalons au passage que pour des
raisons de sécurité des agents au sol ce serait encore
mieux si elle part à l'Est au-dessus d'un océan).
Il faut aussi noter que nous cherchons bien sûr à acquérir
de la vitesse verticale pour quitter rapidement les couches denses
de l’atmosphère mais nous voulons aussi communiquer
au lanceur une composante horizontale de la vitesse: c'est-à-dire
celle-ci qui permet la mise en orbite des satellites (d'où une raison
supplémentaire pour tirer vers l'Est). Quant à la différence de l'accélération
gravitationnelle elle est un facteur aussi à prendre en
compte. Effectivement certains sites spécialisés
donnent:
(73.2)
Ainsi, une différence d'environ 0.527% ce
qui sur le poids d'une navette spatiale n'est pas négligeable
pour une fois encore économiser du carburant.
VITESSES COSMOLOGIQUES
La "première vitesse cosmique"
ou "vitesse de satellisation minimale" représente
la vitesse minimale à laquelle doit être portée
un corps
pour se trouver en orbite basse autour autour
de
la Terre. Elle est déterminée par la relation
qui équilibre force centrifuge et force centripète
(cf.
chapitre de Mécanique Classique):
(73.3)
d'où nous déduisons trivialement:
(73.4)
En réalité dans nos temps actuels (...)
une orbite échappe à l'usure
de l'atmosphère terrestre que si elle est à une altitude
supérieure à 200 kilomètres. Nous avons alors
(vitesse qui correspondrait à peu près à celle
de l'ISS d'après plusieurs
recoupements):
(73.5)
La "deuxième vitesse
cosmique" correspond à la
vitesse de libération d'un corps quittant la Terre.
C'est la vitesse minimale au-delà de laquelle un corps
peut s'éloigner définitivement de la Terre,
en tout cas tant que l'on néglige la présence du
Soleil et de notre Galaxie... Nous avons déjà démontré la
relation y relative dans le chapitre de Mécanique Classique
donc inutile d'y revenir. Rappelons jusque que la relation obtenue était:
(73.6)
Ce qui donnait pour la Terre (en prenant le rayon
moyen au niveau de la mer...):
(73.7)
Du fait de l'atmosphère terrestre, il est
difficile (et peu utile) d'amener un objet proche de sa surface à cette
vitesse, celle-ci étant située trop avant dans le
régime hypersonique pour être réalisable par
la plupart des systèmes de propulsion. En outre, elle provoquerait
une destruction de la plupart des objets par friction ou compression
atmosphérique. En pratique, un objet serait tout d'abord
placé en orbite terrestre circulaire basse puis accéléré à partir
de cette altitude puisque les frottements y sont quasiment nuls,
la poussée a alors un très bon rendement. Par ailleurs,
la table ci-dessous fournie par la NASA atteste de cette stratégie
(vous pouvez remarquer qu'à partir de 105 kilomètres
d'altitude le gain de vitesse est très efficace):
Temps [s] |
Altitude [m] |
Vitesse [m/s]
|
Accélération
[m/s2] |
0
|
-8
|
0
|
2.45
|
20
|
1'244
|
139
|
18.62
|
40
|
5'377
|
298
|
16.37
|
60
|
11'617
|
433
|
19.40
|
80
|
19'872
|
685
|
24.50
|
100
|
31'412
|
1'026
|
24.01
|
120
|
44'726
|
1'279
|
8.72
|
140
|
57'396
|
1'373
|
9.70
|
160
|
67'893
|
1'490
|
10.19
|
180
|
77'485
|
1'634
|
10.68
|
200
|
85'662
|
1'800
|
11.17
|
220
|
92'481
|
1'986
|
11.86
|
240
|
98'004
|
2'191
|
12.45
|
260
|
10'301
|
2'417
|
13.23
|
280
|
105'321
|
2'651
|
13.92
|
300
|
107'449
|
2'915
|
14.90
|
320
|
108'619
|
3'203
|
15.97
|
340
|
108'942
|
3'516
|
17.15
|
360
|
108'543
|
3'860
|
18.62
|
380
|
107'690
|
4'216
|
20.29
|
400
|
106'539
|
4'630
|
22.34
|
420
|
105'142
|
5'092
|
24.89
|
440
|
103'775
|
5'612
|
28.03
|
460 |
102'807
|
6'184
|
29.01
|
480
|
102'552
|
6'760
|
29.30
|
500
|
103'297
|
7'327
|
29.01
|
520
|
105'069
|
7'581
|
0.10
|
Tableau: 73.1 - Données ascensionnelles de la navette Discovery (source: NASA)
ÉQUATION FONDAMENTALE DE LA PROPULSION
Un lanceur spatial a pour mission de placer une charge en orbite,
pour cela
il doit fonctionner dans l'atmosphère et le vide. Les principes utilisés
sont
ceux de l'action et de la réaction de Newton, et de la conservation de
la quantité de
mouvement: grossièrement nous pouvons affirmer qu'une fusée
accélère en éjectant
des gaz à grande vitesse (le ballon baudruche qui se dégonfle donne une
bonne
idée du phénomène). Après une étude mécanique
simple, nous pouvons obtenir l'équation
fondamentale de la propulsion.
En considérant les différentes parties mobiles et indépendantes
de la fusée (en fait la structure principale séparément des gaz éjectés),
nous pouvons affirmer à l'aide du principe d'action et réaction
(cf. chapitre de Mécanique classique) pour un système donné, la
somme des forces extérieures est:
(73.8)
Ainsi, en prenant le système fusée et gaz ensembles,
nous avons:
(73.9)
Soit que:
(73.10)
Le principe de la propulsion s'énonce alors grâce à la conservation
de la quantité de mouvement, que nous avons établie.
Considérons une fusée de masse m et de vitesse ,
la vitesse d'éjection des gaz étant .
Au temps t, nous avons:
(73.11)
au temps t+dt nous avons:
(73.12)
mais le dm est une perte de masse donc il faut changer
son signe sinon la relation précédente ne correspond pas à l'interprétation
de la réalité. Ainsi:
d'après le principe de conservation de la quantité de mouvement:
(73.1)
d'où après simplification:
(73.2)
d'où:
(73.3)
ce qui par intégration donne "l'équation
fondamentale de la propulsion" ou le "delta-v"
comme on dit souvent dans la littérature américaine
et ce pour une fusée (non-relativiste...)
hors champ de gravité et dans le vide à vitesse
d'éjection
constante des gaz...:
(73.4)
La différence entre masse initiale et masse finale étant souvent
appelée "poids mort" dans
le domaine.
Nous comprenons alors aisément pourquoi les fusées
sont composées de
plusieurs éléments de propulsion dont elles se séparent.
Cela leur permet d'accroître leur vitesse finale en se débarassant
de la masse des réservoirs qu'elles emportent initialement
avec elles.
Nous en déduisons donc qu'un lanceur accélère
d'autant plus que la vitesse des gaz est grande, que la poussée
dépend de la quantité de
gaz fournis et de leur vitesse, et le rapport des masses initiale
et finale doit être maximum pour favoriser la propulsion, c'est-à-dire
que la structure du système est voulue négligeable
(la masse finale est alors minimale).
Remarquons que nous avons par extension aussi la relation suivante
entre l'accélération de la fusée et le débit
de masse éjecté:
(73.5)
Cependant, dans un champ gravitationnel (bien évidemment
il faut que l'accélération de la fusée soit
supérieur à celle de la gravité à tout moment...)
il faut ajouter le terme qui freine la fusée
(la "perte par pesanteur")
et qui donnera donc l'expression:
(73.6)
si nous supposons la gravité g comme constante
pendant la phase d'accélération principale. Cette
dernière relation serait parfois appelée "formule
de Tsiolkovski". En notant par le
débit massique des propulseurs, nous retrouvons parfois
cette dernière
relation sous la forme suivante où le temps n'intervient plus explicitement:
(73.7)
puisque:
(73.8)
Cependant, il faudrait aussi prendre en compte
la variation de la gravité en fonction de la distance comme
nous l'avons démontré dans le chapitre d'Astronomie.
Nous avons alors:
(73.9)
Donc si nous supposons la vitesse d'éjection des gaz constante
et la trajectoire en ligne droite depuis le corps d'attraction
nous
avons donc que plus le temps passe plus va vitesse de la fusée
augmente à cause de
la
diminuation
de sa
masse (bien évidemment elle finira par être constante)
mais
en
même
temps
moins l'influence
de la gravité est grande.
La valeur théorique de l'altitude atteinte, même si son
expression est très simple à déterminer, est
tellement fausse que cela ne vaut même pas la peine d'en faire
mention.
Les navettes ne vont donc pas à la vitesse de libération
avec qu'un seul étage de propulsion et même... elles n'ont
souvent comme seul objectif d'aller seulement à la vitesse
de mise en orbite basse... (première vitesse cosmique).
La navette n'est donc dans la pratique pas libérée
de l'attraction terrestre, loin de là!
Exemple:
Calculons la vitesse finale de la première phase de lancement
d'Ariane 5 en supposant la gravité constante, en connaissant
la vitesse d'échappement des gaz (supposée constante), la
masse totale initiale de la fusée, la masse éjectée
et le débit
massique (supposé aussi constant...). Nous avons alors:
(73.10)
avec:
(73.11)
Alors que la valeur réelle est comprise entre
2'000 et 2'800 mètres par seconde d'après
le recoupement de plusieurs sites Internet et vidéos du
centre de contrôle de lancement d'Ariane (donc nous sommes
très
loin de la première vitesse cosmique!). Si nous ajoutions
la variation de la gravité avec
l'altitude le résultat calculé serait encore plus
proche des 2'800 mètres par seconde (pour information la
séparation
des boosters de la première phase se ferait environ à 80
kilomètres
d'altitude d'après le recoupement de plusieurs sources
environ 132 secondes après l'allumage).
Cela
reste cependant un ordre de grandeur convenable (et de plus similaire
aux décollages des navettes américaines) compte tenu de la non
prise en
compte
des
frottements
de l'air
(qui pour rappel à ce que nous avons démontré dans
le chapitre de Mécanique Des Milieux Continus sont proportionnels
au carré
de la vitesse dans le cas subsonique pour le moins...!!!).
Déterminons maintenant la distance atteinte
après
un temps t donné dans le cas de l'approximation
à champ de pesanteur constant. Nous avons alors bien évidemment
dans un premier temps (nous changeons un peu la notation afin de
la condenser)
(73.12)
Soit:
(73.13)
Nous allons faire le changement de variable suivant:
(73.14)
Soit:
(73.15)
Ce qui nous donne (cf. chapitre
de Calcul Différentiel Et Intégral):
(73.16)
Déterminons la constante d'intégration avec le fait
qu'au temps t = 0, nous devons avoir z(t)
qui est nul. Il vient alors immédiatement que:
(73.17)
Soit au final:
(73.18)
où nous pouvons à nouveau nous débarasser de la variable
explicite du temps en réutilisant le fait que:
(73.19)
mais dont nous changeons la notation sous la forme
plus condensée et simple suivante:
(73.20)
Ce qui nous donne:
(73.21)
Exemple:
Calculons la hauteur de la première phase de lancement
d'Ariane 5 en supposant la gravité constante avec les mêmes
données numériques que l'exemple précédent. Cela donne alors:
(73.22)
Ce qui d'après le recoupement de plusieurs site Internet
et vidéos du centre de contrôle de lancement d'Ariane ne serait
pas trop faux car les propulseurs principaux (EAP: étages
accélérateurs à poudre) seraient largués à environ
entre 70 et 125 kilomètres
d'altitude (entre 132 secondes et 205 secondes après leur allumage)
et même
la coiffe qui protège les satellites ainsi que l'étage à propulsion
(EPC: étage principal cryotechnique) sont parfois largués
juste quelques secondes après (cela fait toujours quelques tonnes de
moins!).
Donc comme nous l'avons vu avec les calculs de l'exemple précédent,
il reste encore environ 100 kilomètres avant d'atteindre
l'orbite basse et sa vitesse cosmique correspondante à l'aide
de l'étage à propergols
stockables (EPS).
Remarquons que si nous faisions décoller la fusée
avec une accélération égale à celle de
la pesanteur (en supposant de plus cette dernière constante),
nous obtiendrions une hauteur égale à:
(73.23)
Donc nous pouvons approximativement en conclure
que la pousée d'Ariane 5 est significativement supérieur à celle
opposée de la pesanteur.
Nous pouvons aussi calculer la variation de l'intensité
de la pesanteur à l'altitude de 100 kilomètres pour voir
si sa variation est significative ou non en % de celle au sol:
(73.24)
donc nous voyons que cela fait 3% ce qui est non
négligeable.
Par ailleurs, voici un graphique
soit disant tiré
d'un ouvrage d'Arianespace montrant l'accélération
horizontale du lanceur Ariane 5 en multiple de la pesanteur locale
au pas de tir:
Figure: 73.1 - Profil de l'accélaration horizontale d'Ariane 5 (source: ?)
Supposons maintenant qu'en se basant sur la relation:
(73.25)
nous savons la masse totale éjectable limité. Nous
aurons alors aussi le temps de combustion qui sera limité. Notons
cela:
(73.26)
En utilisant les relations obtenus plus haut dans
le cas à champ gravitationnel constant, nous avons alors
bien évidemment:
(73.27)
Après avoir atteint la vitesse finale, la
vitesse de la fusée sera donnée par la relation classique
de la cinématique
rectiligne (cf. chapitre de Mécanique Classique):
(73.28)
et la hauteur aussi:
(73.29)
En y injectant les relations obtenues plus haut,
nous avons d'abord pour la vitesse:
(73.30)
et pour la hauteur:
(73.31)
Mais lorsque la hauteur maximale est atteinte, la
vitesse est nulle, nous avons alors:
(73.32)
Soit injecté dans la relation précédente cela donne:
(73.33)
Les deux premiers termes sont positifs. Les troisième
et dernier terme est négatif. Dès lors, nous voyons que pour maximiser
la hauteur atteinte, le mieux est de faire tendre le débit massique
vers l'infini (soit: donner toute l'impulsion dès le début!). Dès
lors, nous avons:
(73.34)
Exemple:
Calculons la hauteur maximale de la première phase de lancement
d'Ariane 5 en supposant la gravité constante avec les mêmes
données numériques que l'exemple précédent.
Cela donne alors:
(73.35)
Donc il s'agit de l'altitude à partir de laquelle
la fusée aurait une vitesse ascenionelle nulle et commencerait
à retomber. Comme nous pouvons le constater, c'est largement
au-dessus de l'orbite basse mais aussi très en-dessous de l'orbite
géostationnaire comme nous allons le calculer par la suite.
ORBITE GÉOSTATIONNAIRE
L'orbite géostationnaire est une orbite située à 35'786
kilomètres d'altitude au-dessus de l'équateur de la Terre, dans
le plan équatorial
et d'une excentricité orbitale nulle. C'est un cas particulier de
l'orbite géosynchrone (dans le cas contraire la période
orbitale correspond toujours à la durée de la révolution
de la Terre mais l'orbite s'écarte également au Nord
et au Sud de l'équateur en
décrivant un analemme dans le ciel lorsqu'il est observé depuis
un point fixe de la surface 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. Cette orbite
est également utilisée pour l'observation de la Terre depuis une
position fixe dans l'espace comme c'est le cas pour les satellites
météorologiques géostationnaires.
Les satellites géostationnaires sont donc nécessairement situés à la
verticale ou au zénith d'un point de l'équateur ou, en d'autres
termes, situés dans le plan équatorial de la Terre.
Pour calculer la position de l'orbite géostationnaire,
nous allons d'abord utiliser la seconde loi de Newton (cf.
chapitre de Mécanique
Classique):
(73.36)
et nous avions démontré dans le chapitre de Mécanique Classique
que lorsque le mouvement est circulaire, nous avons:
(73.37)
Et nous allons utiliser la loi de la gravitation présentée dans
le chapitre de Mécanique Classique (et démontrée dans le chapitre
de Relativité Générale):
(73.38)
Nous allons utiliser ces relations avec la masse de la Terre , la
masse du satellite, le rayon de la Terre à l'équateur
en moyenne, h la hauteur du satellite par rapport au sol
et v la vitesse du satellite.
Sur l'orbite géostationnaire, il y a donc équilibre
entre les forces de gravitation et la force centrifuge du satellite
et la
force
d'attraction gravitationnelle de la planète:
(73.39)
En adoptant les notations citées précédemment cela donne donc:
(73.40)
Nous voyons que la masse du satellite se simplifie. Donc l'orbite
géostationnaire en est indépendante! Il est important
aussi de noter que puisque la vitesse v est après simplification
indépendante la masse du satellite pour une orbite circulaire,
alors un astronaute à l'intérieur de celui-ci aura la même vitesse
et sera donc en apesanteur à l'intérieur de celui-ci (il en va
de même pour tous les objets proches à l'intérieur ou à l'extérieur
du satellite).
La vitesse pour une trajectoire circulaire est le rapport de la
circonférence du cercle sur la période de temps nécessaire pour
le parcourir en entier. Nous avons donc:
(73.41)
Donc T étant égal par définition dans
ce contexte particule d'orbite géostationnaire à la
durée de la journée sur Terre, nous avons en prenant
les tables disponibles:
(73.42)
Retournons à la relation antéprécédente
pour la simplifier:
(73.43)
et y injectant la relation explicite de la vitesse:
(73.44)
Soit:
(73.45)
Il vient enfin:
(73.46)
et la vitesse du satellite:
(73.47)
Remarquons qu'en utilisant les relations précédents,
si le rayon de l'orbite d'un satellite non géostationnaire
nous est donné ainsi que la masse de la Terre, nous pouvons
alors aussi déterminer sa période de révolution
sans avoir à connaître sa vitesse.
La force centrifuge est souvent utilisée dans
le calcus de génie spatial. Par exemple pour calculer le
vitesse de rotation que devrait avoir une laboratoire circulaire
spatial
de
rayon r pour simuler la gravité terrestre comme
ci-dessous:
Figure: 73.2 - Station spatiale simulant gravité
nous appliquons simplement à nouveau l'analyse de la force centrifuge:
(73.48)
et nous voyons de suite que la masse se simplifie pour obtenir:
(73.49)
Le reste (trajectoires des sondes spatiales) viendra
quand j'aurais du temps à disposition...
- Guide de localisation des astres,
C. Gentili, Éditions EDP Sciences, 1ère édition
ISBN13: 9782759800599 (286 pages) - Imprimé en 2008
- Orbital Mechanics for Engineering Students, Éditions
Elsevier, Howard Curtis
ISBN10: 0750661690 (692 pages) - Imprimé en 2005
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