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RÉSUMÉ
La rentrée atmosphérique contrôlée est un passage obligé pour les vols habités ou la réutilisation de véhicules spatiaux. L’objectif est de contrôler la descente grâce au freinage aérodynamique pour se poser au site d’atterrissage. L’énergie cinétique initiale se dissipe par frottement générant des échauffements très importants. Les charges thermiques et mécaniques le long de la trajectoire dépendent de la stratégie de descente et doivent rester compatibles avec le dimensionnement du véhicule. L’article présente les équations du mouvement en Terre tournante, l’optimisation de la manœuvre de désorbitation ainsi que les solutions analytiques permettant d’estimer les principaux effets durant la rentrée.
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A controlled atmospheric reentry is a required passage for manned flights or the recovery of space vehicles. The aim is to control the descent through the aerodynamical braking in order to reach the targeted landing site. The initial kinetic energy is dissipated by friction generating high thermal fluxes. The thermal and mechanical loads along the trajectory depend on the descent strategy and should remain compliant with the vehicle design. The article reminds the motion equations in the Earth rotating frame, the optimization of the deorbiting maneuver and the analytical solutions assessing the main effects during the reentry.
Auteur(s)
-
Max CERF : Ingénieur en analyse de mission ArianeGroup, Les Mureaux, France
INTRODUCTION
Certaines missions spatiales comportent une phase de rentrée atmosphérique. C’est en particulier le cas pour les vols habités (retour d’astronautes de la station spatiale), pour les sondes d’exploration se posant à la surface d’astres ayant une atmosphère (Mars, Titan) ou pour la récupération d’étages de lanceur réutilisables. Selon le cas la trajectoire peut s’achever en mer ou sur sol, verticalement ou horizontalement.
La rentrée est contrôlée afin de dissiper l’énergie cinétique initiale, de l’ordre de 25 à 30 MJ/kg en orbite, pour se poser au sol à une vitesse quasi nulle. L’utilisation de moyens propulsifs conduirait à des masses d’ergols excessives, incompatibles avec la taille d’un véhicule spatial en orbite. La solution la plus économique consiste à utiliser le freinage aérodynamique et à dissiper l’énergie sous forme de chaleur absorbée par la protection thermique. Les capacités aérodynamiques du véhicule permettent de contrôler la vitesse de descente de manière à réguler les échauffements et les efforts. La trajectoire suivie doit être compatible avec le dimensionnement thermique et mécanique du véhicule et doit arriver au site d’atterrissage avec une vitesse résiduelle faible. Ces contraintes sont étroitement liées aux conditions en début de rentrée qui doivent être visées de manière précise.
Cet article présente les équations dynamiques de la rentrée en repère terrestre tournant. La détermination de la manœuvre et de l’arc orbital précédant la rentrée ainsi que les solutions analytiques simplifiées permettent d’évaluer les performances du véhicule et les charges thermiques et mécaniques subies durant la rentrée.
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KEYWORDS
atmospheric reentry | downrange | deorbiting | themal flux
DOI (Digital Object Identifier)
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Phase atmosphérique
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3. Phase orbitale
La phase orbitale précède la rentrée atmosphérique proprement dite. La limite de l’atmosphère est fixée à une altitude conventionnelle de 100 km au-dessous de laquelle les effets aérodynamiques deviennent sensibles. La position et la vitesse à l’entrée dans l’atmosphère conditionnent les charges subies au cours de la phase atmosphérique et la zone d’atterrissage accessible. Cette section présente le calcul de la manœuvre optimale de désorbitation et de la portée balistique. Les calculs sont réalisés dans le repère galiléen RA (§ 2.1.1) et considèrent des vitesses absolues.
3.1 Désorbitation
La désorbitation a pour objectif de placer le véhicule sur une trajectoire rentrant dans l’atmosphère terrestre. Le véhicule est initialement en orbite circulaire de rayon r 0. Cette hypothèse correspond à la plupart des cas d’application, en particulier pour un retour depuis une station spatiale. La vitesse absolue sur l’orbite circulaire est
.
La désorbitation est réalisée par une impulsion
d’angle α avec la vitesse
. La vitesse après manœuvre est
et a pour pente γ 0. La trajectoire à partir des conditions
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Phase orbitale
BIBLIOGRAPHIE
-
(1) - CNES - Mécanique spatiale. - Cépadues CNES (1995).
-
(2) - BETTS (J.T.) - Practical methods for optimal control and estimation using nonlinear programming. - SIAM (2010).
-
(3) - REGAN (F.J.), ANANDAKRISHNAN (S.M.) - Dynamics of atmospheric re-entry. - AIAA (1993).
-
(4) - VINH (N.X.), BUSEMANN (A.), CULP (R.D.) - Hypersonic and planetary entry flight mechanics. - The University of Michigan Press (1980).
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