2-2 Anomalies de certaines missions satellitaires

Nous savons que pour un maximum d’approvisionnement en électricité les satellites sont équipés de panneaux solaires très larges. Pour un satellite en orbite autour de la Terre, il faut en moyenne 40 m² de panneaux solaires pour fournir 10 kW. Les dimensions peuvent atteindre 40m de longueur et 3m de largeur, mais par contre l’épaisseur reste très faible afin de ne pas trop charger le satellite. En effet, les concepteurs de satellites ont depuis toujours, été confrontés à de très fortes exigences de poids. Dés lors, ces concepteurs se sont orientés vers les matériaux légers tels que les matériaux composites, et les structures minces. L’obligation de respecter ces critères fait que les panneaux solaires sont très flexibles. Cette flexibilité est souvent à l’origine des problèmes de pointage et d’instabilité du satellite (Wright 1981), car toute déformation du panneau due à un gradient thermique (les deux faces du panneau ont des températures différentes, donc des allongements différents, d’où flexion du panneau) se traduit par une transmission d’un couple au satellite, d’où réaction du système de contrôle d’attitude qui a tendance à conserver le moment cinétique du satellite.

Ce phénomène fut observé pour la première fois en 1963 lors du lancement du satellite TRANSIT-5A (voir figure 1.8), lancé dans le but de tester les théories de stabilisation par gradient de gravité. Le passage du satellite de l’ombre à l’ensoleillement produisait des oscillations de la barre stabilisatrice qui se traduisaient par une erreur de pointage de l’ordre de 5° tous les 15 secondes.

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Lancé en 1967, le satellite OGO-IV a subit le même phénomène. A chaque fois que le satellite passait à l’ombre (ou sortait de l’ombre), le système de contrôle était soumis à des perturbations qui faisaient déstabiliser le satellite. Après étude, la NASA a mis en évidence la cause principale de ces vibrations, en effet la barre de fixation des instruments de mesure utilisés dans cette mission (voir figure 1.9), de longueur de 18.288m, était vulnérable au changement brutal de température, ce qui a causé sa déformation, d’où instabilité du satellite.

Après et en 1980, les deux satellites LANDSAT 4 et 5 ont subit le même phénomène. Le panneau solaire du satellite (voir figure 1.10) a subit une déformation dynamique flexionnelle due à un gradient thermique.

De même les satellites HST et UARS n’ont pas échappé à la règle. Le satellite HST est mis en orbite en 1990, il est muni de deux grands panneaux solaires (40mx3m), voir figure 1.4. Dès sa mise en orbite les scientifiques de la NASA ont détecté des anomalies de transmission lors du passage de la zone chaude vers la zone froide (Sawyer 1990 ; Asker 1990 ; Polidam 1991). La figure 1.11 montre les oscillations du satellite pendant la phase de transition (entre 19.61 et 19.67) due à la vibration des panneaux solaires. Ces vibrations ont causé la mise à l’arrêt des

Barre de fixation des instruments de mesure

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deux panneaux solaires après une courte période d’utilisation, ce qui a obligé la NASA à les remplacer en 1994.

La figure 1.12 montre les perturbations du satellite UARS suivant les trois axes : de roulis, de tangage et de lacet. Le satellite est muni d’un seul panneau solaire, on voit bien que les accélérations du satellite sont plus prononcées au moment de la phase de transition qui dure environ 45 secondes. Ces perturbations sont dues principalement à la flexion du panneau solaire en cette phase. Notons que cette déformation se fait sans vibration. Les deux figures 1.11 et 1.12 montrent aussi des perturbations légères hors la phase d’éclipse dues à l'action de couples produits par l'environnement en orbite (pression de radiation solaire, frottement avec l'atmosphère, etc...)

Le tableau 1.1 suivant résume les anomalies dues au gradient thermique rencontrées dans diverses missions satellitaires (Thorton 1996).

Le constat réalisé après ces missions se résume comme suit :

• Une déformation quasi-statique «thermal flutter» du panneau solaire due à une variation très lente du gradient thermique, ce cas est observé dans le cas des satellites utilisant le principe du gradient de gravité (barre

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stabilisatrice munie d’une masse), la flexion de la barre est provoquée par une variation très douce du gradient ce qui va entrainer par la suite la perturbation du satellite.

• Un choc thermo-élastique, déformations sans vibrations de la structure, dû à une variation très rapide du gradient thermique «thermal snap», se produit généralement en phases de transition.

• Des vibrations, provoquées par le changement brusque, et très rapide du gradient thermique «thermally induced vibrations».

• Des vibrations instables du panneau solaire «stick-slip motion».

Figure 1.11 : Perturbations du satellite HST en phase d’éclipse (Foster et al. 1995). Temps en fraction d’heure

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Tableau 1.1 : Anomalies dues au gradient thermique des missions satellitaires.

Missions Année Observations

TRANSIT 5A 1963 ^{Oscillations de la barre stabilisatrice durant le passage} ombre/soleil.

EXPLORER XX 1964

L’interaction entre la flexion du STEM et la pression de radiation a provoquée la décadence de la rotation du satellite.

OV-10 1966

La déformation quasi-statique de la barre stabilisatrice (gradient de gravité) a désorientée le satellite d’une rotation complète.

OGO-IV 1967 Vibrations du STEM durant le passage ombre/soleil. NRL 161-63-64 1969 ^{Les vibrations de la barre stabilisatrice (gradient de}

gravité) ont provoqué les perturbations du satellite.

EXPLORER 45 1971 ^{Nutation du satellite due à la flexion des quatre barres} flexibles.

APOLLO 15 1971 Vibrations des deux bi-STEM. VOYAGER 1977 Petites oxcillations du boom.

CTS 1978 Choc Thermo-élastique durant le passage ombre/soleil. LANDSAT 4 et 5 1980 ^{Choc thermo-élastique du panneau solaire durant le}

passage ombre/soleil.

HST 1990 ^{Vibrations des deux panneaux solaires durant le passage} ombre/soleil.

UARS 1991 ^{Choc thermo-élastique du panneau solaire durant le} passage ombre/soleil.

ULYSSES 1991 ^{Les vibrations de la barre axiale ont provoqué la nutation} du satellite.

ADEOS 1996 ^{La rupture du panneau solaire « Stick-slip motion » a} causé l’arret définitif de la mission.

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