thumb|Le satellite météorologique GOES-O avant son lancement en orbite géostationnaire.
Un satellite artificiel est un objet fabriqué par l'être humain, envoyé dans l'espace à l'aide d'un lanceur et gravitant autour d'une planète ou d'un satellite naturel comme la Lune. La vitesse imprimée par le lanceur au satellite lui permet de se maintenir pratiquement indéfiniment dans l'espace en décrivant une orbite autour du corps céleste. Celle-ci, définie en fonction de la mission du satellite, peut prendre différentes formes — héliosynchrone, géostationnaire, elliptique, circulaire — et se situer à des altitudes plus ou moins élevées, classées en orbite basse, moyenne ou haute.
Le premier satellite artificiel, Spoutnik 1, est lancé par l'URSS en 1957. Depuis cette époque, environ artificiels ont été placés en orbite (courant 2021). Les satellites jouent désormais un rôle important à la fois sur les plans économique (télécommunications, positionnement, prévision météorologique), militaire (renseignement) et scientifique (observation astronomique, microgravité, observation de la Terre, océanographie, altimétrie). Ils sont devenus des instruments incontournables pour notre compréhension de l'univers physique, la modélisation des changements climatiques et le fonctionnement de la société de l'information.
Un satellite artificiel est composé d'une charge utile, définie spécifiquement pour la mission qu'il doit remplir, et d'une plate-forme souvent standardisée assurant les fonctions de support comme la fourniture d'énergie, la propulsion, le contrôle thermique, le maintien de l'orientation et les communications. Le satellite est suivi par un centre de contrôle au sol, qui envoie des instructions et recueille les données collectées grâce à un réseau de stations terriennes. Pour remplir sa mission, le satellite doit se maintenir sur une orbite de référence en orientant ses instruments de manière précise : des interventions sont nécessaires à intervalles réguliers pour corriger les perturbations naturelles de l'orbite générées, dans le cas d'un satellite terrestre, par les irrégularités du champ de gravité, l'influence du Soleil et de la Lune ainsi que la traînée créée par l'atmosphère qui subsiste en orbite basse.
Les progrès techniques permettent aujourd'hui de mettre en orbite des satellites plus lourds (jusqu'à six tonnes et demie pour les satellites de télécommunications), capables de remplir des missions toujours plus sophistiquées (satellites scientifiques), avec une grande autonomie. La durée de vie d'un satellite, variable selon le type de mission, peut atteindre quinze ans. Les progrès de l'électronique permettent également de concevoir des microsatellites capables d'effectuer des missions élaborées.
La construction de satellites donne naissance à une industrie très spécialisée, mais les instruments les plus complexes sont encore souvent réalisés par des laboratoires de recherche. La conception d'un satellite, difficilement reproductible lorsqu'il ne s'agit pas d'un satellite de télécommunications, est un processus qui peut prendre une dizaine d'années dans le cas d'un satellite scientifique. Les coûts de fabrication qui peuvent monter à plusieurs centaines de millions d'euros et ceux de lancement (de l'ordre de américains par kilogramme) limitent aujourd'hui le développement de cette activité qui, hormis le secteur des télécommunications très rentable pour les opérateurs, est subventionnée pour l'essentiel par les budgets publics.
Principes physiques Mise en orbite thumb|Le « canon de Newton » : au-delà d'une certaine vitesse le boulet ne retombe plus au sol. L'expérience de pensée du canon de Newton illustre le concept de satellisation : un objet lancé de la surface de la Terre décrit une trajectoire parabolique qui le ramène au sol sous l'influence de la gravité terrestre (cas A sur le schéma). Plus la vitesse initiale de l'objet est importante, plus le point de chute est éloigné (cas B). Lorsqu'une certaine vitesse est atteinte, l'objet chute mais sans jamais atteindre le sol du fait de la courbure de la Terre (cas C). Pour que l'objet conserve indéfiniment sa vitesse, il faut toutefois que celui-ci se déplace dans le vide au-dessus de l'atmosphère, là où aucune force de traînée (frottement) ne s'exerce : à cette altitude, en application du principe d'inertie, aucune énergie n'est en effet nécessaire pour maintenir son mouvement.
Pour qu'un objet soit satellisé autour de la Terre, il faut que sa vitesse tangentielle par rapport au centre de la Terre (la vitesse d'injection) soit de pour une orbite circulaire à au-dessus de la Terre (au-dessous de cette altitude la traînée est trop importante). Si on communique une vitesse supérieure à un satellite circulant à la même altitude, l'orbite devient elliptique (cas D sur le schéma) : le point de l'ellipse le plus rapproché de la Terre est le périgée et le point le plus éloigné est l'apogée. Si la vitesse dépasse (cas E), le satellite échappe à l'attraction terrestre : c'est la vitesse de libération de la Terre qui est suffisante pour qu'une sonde spatiale atteigne d'autres planètes du Système solaire.
La vitesse de satellisation minimale est proportionnelle à la gravité du corps céleste autour duquel le satellite doit orbiter : un objet qui décolle du sol lunaire a besoin d'une vitesse horizontale beaucoup plus faible pour être satellisé ( plus faible que pour la Terre : ).
+Relation entre vitesse d'injection et orbite (apogée) pour un périgée fixé à Périgée(km)Vitesse d'injection(km/s)RemarqueApogée atteint(km)Type d'orbite2007,78Vitesse minimale de satellisation200Basse (orbite circulaire)2008Basse2009,2Moyenne20010,2Géosynchrone20010,8Lune20011Vitesse de libérationInfiniInterplanétaire
Lois de Kepler
thumb|La Terre se trouve à l'emplacement d'un foyer de l'orbite elliptique du satellite dont la vitesse croît d'autant plus que la Terre est proche.
La trajectoire d'un satellite artificiel ou naturel est régie par les trois lois formulées par Johannes Kepler s'appliquant au déplacement d'un objet gravitant autour d'un corps céleste : loi : l’orbite du satellite a la forme d’une ellipse dont un des deux foyers se trouve au centre du corps céleste (par exemple la Terre) autour duquel il gravite ; une orbite circulaire est un cas particulier de l’ellipse dont les deux foyers sont confondus au centre de la Terre. La forme de l'ellipse peut être définie par : la distance r du point de l'orbite le plus proche de la Terre (le périgée) au centre de la Terre, la distance r du point de l'orbite le plus éloigné de la Terre (l'apogée) au centre de la Terre. On utilise généralement à leur place : le demi-axe a défini par la formule , l'excentricité e qui définit l'allongement de l'ellipse et peut être calculée par la formule . Elle prend une valeur comprise entre 0 et 1 : 0 correspond à une orbite circulaire et plus la valeur est proche de 1, plus l'orbite est allongée ; loi : le satellite se déplace d’autant plus vite qu’il est proche du corps céleste ; plus précisément la droite qui joint le centre du corps céleste au satellite balaie toujours une aire égale dans un intervalle de temps donné ; loi : le carré de la période de rotation du satellite autour du corps céleste varie comme le cube de la longueur du demi-grand axe de l’ellipse. Si l’orbite est circulaire, le demi-grand axe est alors le rayon du cercle.
Période et vitesse orbitale d'un satellite artificiel terrestre
Les lois de Kepler permettent de calculer à partir des caractéristiques de son orbite la période de révolution, qui est l'intervalle de temps compris entre deux passages consécutifs d'un satellite par un point de son orbite, ainsi que la vitesse orbitale, qui correspond à la vitesse du satellite par rapport au centre de la planète (le référentiel utilisé garde une orientation fixe dans l'espace) :
+Type d'orbiteType d'orbiteApogéePérigéePériodeVitesse apogéeVitesse périgéeOrbite basse(GOCE)90 minOrbite héliosynchrone(Spot 1)102 minOrbite de Molnia12 hOrbite géostationnaire23 h 56 min
Période orbitale du satellite (en secondes) avec (paramètre gravitationnel standard pour la Terre) pour une orbite elliptique de ( d'apogée depuis le centre de la Terre) sur ( de périgée depuis le centre de la Terre), le demi-axe est égal à et la période est d'environ ; la formule fonctionne également pour une orbite circulaire, étant alors remplacé par le rayon de l'orbite. Pour une orbite de le rayon est égal à (arrondi) ce qui donne une périodicité de soit environ ; la période augmente au fur et à mesure que l'orbite s'élève ; un satellite en orbite géostationnaire, c'est-à-dire qui semble rester immobile à la verticale de l'équateur, a une période égale à .
Vitesse à l'apogée et au périgée
pour une orbite elliptique de sur , = + (rayon de la Terre) km et la formule permet de calculer que la vitesse à l'apogée est de ; la formule est la même pour le périgée (on remplace par ). On obtient dans le cas ci-dessus une vitesse de ; pour une orbite circulaire la vitesse est constante (on remplace par le rayon de l'orbite). Pour une orbite de , la vitesse est égale à ; un satellite en orbite géostationnaire, c'est-à-dire qui semble rester immobile à la verticale de l'équateur, a une vitesse d'environ ; il ne faut pas confondre cette vitesse avec celle qu'il est nécessaire d'imprimer au satellite pour atteindre son orbite : cette dernière est en partie transformée en énergie potentielle gravitationnelle.
Paramètres de l'orbite d'un satellite
thumb|Paramètres orbitaux d'un satellite artificiel : ascension droite du nœud ascendant ☊, inclinaison i, argument du périgée ω. thumb|Paramètres orbitaux : demi-grand axe a, argument du périgée ω, anomalie vraie ν.
Six paramètres sont utilisés pour fournir la position et la trajectoire d'un satellite dans l'espace : l'orbite d'un satellite est un plan. Si l'on ne tient pas compte des perturbations naturelles auxquelles elle est soumise et en l'absence de manœuvres du satellite, le plan d'orbite est fixe dans l'espace. Ce plan peut être défini par deux paramètres : l'inclinaison i et la longitude (ou ascension droite) du nœud ascendant ☊ ; trois paramètres – l'excentricité e et le demi-grand axe a de l'ellipse ainsi que l'argument du périgée ω – permettent de décrire la trajectoire en forme d'ellipse dans le plan d'orbite ; un dernier paramètre permet de situer le satellite sur son orbite : on peut par exemple prendre le temps t écoulé depuis le passage au périgée.
Plans et droites de référence Les paramètres de l'orbite sont définis dans un référentiel constitué de plusieurs plans et de droites : la trajectoire de la Terre autour du Soleil s'inscrit dans un plan, dit plan de l'écliptique, passant par le centre du Soleil ; le plan de l'équateur terrestre est le plan passant à la latitude de l'équateur ; à l'équinoxe de printemps, le , le plan de l'équateur terrestre coupe le plan de l'écliptique selon une ligne dite ligne des équinoxes passant par le Soleil. Cette droite qui désigne à l'infini le point vernal est fixe dans le Système solaire ; l'orbite d'un satellite coupe le plan de l'équateur en deux points appelés nœud ascendant lorsque le satellite passe de l'hémisphère sud à l'hémisphère nord et nœud descendant. La ligne reliant les deux points est appelée ligne des nœuds.
Orientation du plan de l'orbite Linclinaison i du plan de l'orbite du satellite (entre 0 et 180 degrés) est l'angle que fait le plan de l'orbite avec le plan de l'équateur. Lorsque i = 90° l'orbite du satellite survole les pôles (orbite polaire) ; si i = 0, le plan de l'orbite se situe dans le plan de l'équateur. L'orbite est dite directe lorsque i est inférieur à 90° et rétrograde sinon.