Orbites de Topex/Poséidon
Les caractéristiques de l'orbite ont été optimisées pour l'étude de la variabilité temporelle de l'océan à grande échelle et éviter l'effet d'aliasing des différentes ondes de marées sur une même fréquence.
Le 15 septembre 2002, Topex/Poseidon est placé sur une nouvelle orbite, à mi-chemin entre ses anciennes traces (maintenant celles de Jason-1). Cette phase tandem illustre les potentialités scientifiques d'une constellation de satellites altimétriques optimisés.
Traces au sol du satellite Jason-1 (rouge) et de Topex/Poséidon (vert) suite à son décalage d'orbite. Le cycle 369, qui débuta le 20 septembre 2002, fût le premier cycle de la nouvelle orbite. Téléchargez le fichier Google Earth pour visualiser les traces au sol de <link fileadmin documents data tools visu_j2j1tp_tracks_ge_v3.kmzz download>Jason-1 et T/P.
L'altitude, élevée, du satellite (1 336 km) permet de minimiser les interactions avec l'atmosphère et le champ de gravité de la Terre, rendant ainsi la détermination de l'orbite plus facile et plus précise. L'altitude exacte à 1336 km permettait également à l'orbite de satisfaire les contraintes imposées par la mission et de survoler deux sites de vérification, l'un situé en Mer Méditerranéenne (île de Lampedusa, Italie), l'autre sur une plate-forme pétrolière (Californie, Etats-Unis).
L'inclinaison de l'orbite, qui amène le satellite jusqu'à 66° nord et sud, permet le survol d'environ 90% des mers non gelées. L'orbite était non-héliosynchrone et prograde. La répétivité de l'orbite est d'un peu moins de 10 jours (9.9156 jours, soient à peu près 10 jours moins 2 heures), c'est-à-dire que le satellite repasse au-dessus d'un même point (à 1 km près) tous les 10 jours, complétant ainsi un cycle. Ce choix est un compromis entre la résolution spatiale et la résolution temporelle, qui permet une étude de la variabilité océanique à grande échelle. La distance entre 2 traces successives était de 315 km à l'Equateur; l'heure locale entre 2 demies-orbites successives se décale de près de 2 heures par cycle.
Les paramètres de l'orbite d'un satellite ont tendance à évoluer, du fait de la résistance de l'air. De plus, sur le long terme, des variations plus ou moins périodiques se manifestent, dues à l'hétérogénéité du champ de gravité de la Terre, aux radiations solaires et à quelques autres forces d'amplitude moindre.
La fréquence des manœuvres dépend principalement du flux solaire. Cette fréquence est de l'ordre de 40 à 200 jours, chaque manoeuvre durant entre 20 et 60 minutes. Elles sont effectuées autant que possible en fin de cycle, et sur terre, pour éviter de trop perdre de données.
Caractéristiques de l'orbite
| Caractéristiques principales | |
|---|---|
| Demi-grand axe | 7714,4278 km |
| Excentricité | 0,000095 |
| Argument du périgée | 270,8268° |
| Inclinaison (non-héliosynchrone) | 66,039° |
| Caractéristiques auxiliaires | |
| Altitude moyenne | 1 336 km |
| Période nodale | 6 745.72 seconds (112'42" or 1h52') |
| Répétitivité | 9,9156 days |
| Nombre de demies-orbites | 254 |
| Espacement entre traces à l'équateur | 315 km |
| Angle des Traces au Croisement à l'équateur | 39,5° |
| Longitude à l'équateur demie-orbite 1 | 99,92° 98,51° since Sept. 2002 |
| Vitesse orbitale | 7.2 km/s |
| Vitesse Balayage au Sol | 5.8 km /s |
Missions passées 
