Les logiciels d'analyse et de prévisions de visibilité qui utilisent les propagateurs SGP4 et SDP4 du NORAD dans leurs algorythmes de calculs traitent les données orbitales d'un satellite sous forme de TLE (de l'anglais Two Line Element). Ces données orbitales sont dérivées et constamment mises à jour par plus de 50 000 observations positionnelles quotidiennes effectuées par des radars militaires contrôlés par le U.S. Air Force Space Command. Les données sont présentées en trois lignes, dont deux sont des données numériques décrivant l'objet et son orbite, d'où le nom "two-line elements". Voici un exemple de TLE :

USA 32
1 19460U 88078A   05005.70531951 0.00000090  00000-0  33163-4 0    04
2 19460  84.9870 338.4537 0006000 320.5573  39.4425 14.32644072    02

       Cliquez ici pour avoir une page d'information décrivant la signification de tous ces nombres et la façon de les interpréter. Pour des informations complémentaires sur la mécanique orbitale, consultez les explications sur les trois lois de Kepler sur ces pages de l'Académie de Nice.

        Depuis le 3 janvier 2005, l'US Air Force Space Command a mis en opération le site Space Track chargé de distribuer les TLE produits par les Américains aux utilisateurs du monde entier. Toute personne ou organisme désirant obtenir des TLE doit le faire auprès de Space Track. Chaque usager doit respecter la convention d'utilisation qui interdit toute redistribution ou publication des TLE ou des résultats de leur analyse sous quelque forme que ce soit. Comme usager enregistré auprès de Space Track, je me dois donc de respecter ces conditions pour mon site Obsat. C'est pourquoi les TLE ne sont plus disponibles sur cette page. Seuls les TLE dérivés d'observation amateures peuvent être distribués, d'où la présence du lien ci-dessous vers le fichier de Mike McCants des TLE des satellites secrets américains, qui eux ne sont pas disponibles sur Space Track. Il est fortement recommandé aux utilisateurs fréquents de TLE de s'enregistrer comme usager de Space Track.

        Satellites et autres objets secrets américains (éléments non officiels d'environ 120 objets du site de Mike McCants)

Pour obtenir des TLE de la Station spatiale internationale et prévoir les manoeuvres

        Les TLE de la Station spatiale internationale (ISS) peuvent être obtenus autrement que par le site de Spacce Track. Ce sont par contre des prévisions calculées par la NASA plusieurs jours à l'avance et publiées sur cette page. On y retrouve, en début de page, les manoeuvres de remontée incluses dans la période couverte par les TLE.

Explications sur le contenu de cette page de la NASA

Pour ceux qui n'ont pas de difficultés en anglais et qui aiment les détails techniques, voici la réponse du responsable de la NASA faite à un membre de la liste de discussion SeeSat-L qui se demandait d'où provenaient et comment étaient générés les prévisions de TLE pour l'ISS.

Pour le bénéfice de tous, voici une traduction et explication des données trouvées sur la page de la NASA. Le texte entre [ ] comprend la traduction et des explications. Prenez note que la traduction a été faite au meilleur de mes connaissances. Certains termes sont plus difficiles à traduire...

ISS  TRAJECTORY DATA   [Données sur la trajectoire de l'ISS]

Lift off time (UTC)  :  N/A   [Heure du lancement]
Area (sq ft)  :  5925.0   [Surface frontale en pieds carrés]
Drag Coefficient (Cd)  :   2.35   [Coefficient de trainée]
Monthly MSFC 50% solar flux (F10.7-jansky)  :   92.1
[Flux solaire à la longueur d'onde de 10,7 cm prédit par le Marshall Space Flight Center : unité en 10(exposant -22)W/m carré/s]
Monthly MSFC 50% earth geomagnetic index (Kp)  :   2.81
[Indice d'activité géomagnétique sur 3 heures Kp prédit par le MSFC : sans unité]
ET - UTC  (sec) :   64.18
UT1 - UTC (sec) :    0.00

[Notez que la valeur de F10.7 et de Kp influencent sur la température, donc la densité de la thermosphère, entre 90 et 500 km d'altitude où évoluent les satellites]
 

Maneuvers contained within the current ephemeris are as follows:
[Voici les manoeuvres contenues dans les éphémérides actuelles :]
 

IMPULSIVE TIG (GMT)   M50 DVx(FPS)      LVLH DVx(FPS)      DVmag(FPS)
IMPULSIVE TIG (MET)   M50 DVy(FPS)      LVLH DVy(FPS)      Invar Sph HA
DT                    M50 DVz(FPS)      LVLH DVz(FPS)      Invar Sph HP
------------------------------------------------------------------------
047/01:25:49.612          -5.8               6.1              6.1
N/A                        1.8               0.0              198.1
000/00:07:35.225           0.5              -0.1              188.6

[IMPULSIVE TIG = Instant de l'allumage moteur en jour de l'année / heure]
[GMT = Heure de Greenwich (UTC)]
[MET = Mission elapsed time = Temps de mission]
[DT = Durée]
[M50 = B1950 = Système de coordonnées rectangulaires dont l'origine est le centre de la Terre et l'orientation des axes définie par la position moyenne du point vernal (X) et de l'axe de rotation terretre (Z) en 1950]
[DVx = variation de vitesse selon l'axe X, aussi applicable pour axes Y et Z]
[FPS = feet per second = pieds/seconde (0,3048 m/s)]
[LVLH = Local Vertical Local Horizontal = Système de coordonnées rectangulaires centré sur la position de l'ISS avec l'axe des X aligné avec la vitesse orbitale]
[DVmag = Résultat net sur la vitesse de l'ISS]
[Invar Sph HA / HP = Altitude prévue de l'apogée / périgée en milles nautiques (*1,852 km) après la manoeuvre]
 
 

Coasting Arc #1 (begining on orbit 3639)
---------------------------------------
[Arc non propulsé #1 (commençant à l'orbite #3639)]

Vector Time (GMT): 2005/045/12:30:00.000   [Instant des données vectorielles]
Vector Time (MET): N/A
Weight (LBS)     : 404236.9   [Masse de l'ISS en livres (/ 2,205 = kg)]

[Les six tableaux suivants représentent la position instantanée de l'ISS dans trois systèmes de coordonnées (référentiels) différents]

          M50 Cartesian                         M50 Keplerian
-----------------------------------       --------------------------------
 X    =        6219460.30                 A    =         6738242.50  meter
 Y    =         633395.77  meter          E    =           .0014164
 Z    =       -2517564.66                 I    =           51.72484
 XDOT =      -2637.503224                 Wp   =          110.69575
 YDOT =       4893.031800  meter/sec      RA   =          167.28785  deg
 ZDOT =      -5313.617822                 TA   =           97.7180
                                          MA   =           97.5572
                                          Ha   =            198.256  n.mi
                                          Hp   =            185.170

          M50 Cartesian                         J2K Cartesian
-----------------------------------       --------------------------------
 X    =       20405053.49                 X    =         6224145.01
 Y    =        2078070.12  feet           Y    =          702971.25  meter
 Z    =       -8259726.56                 Z    =        -2487339.70
 XDOT =      -8653.225800                 XDOT =       -2666.209536
 YDOT =      16053.253938  feet/sec       YDOT =        4863.377216  meter/sec
 ZDOT =     -17433.129337                 ZDOT =       -5326.500407

          TDR Cartesian                         TDR Cartesian
-----------------------------------       --------------------------------
 X    =       16963264.77                 X    =         5170403.10
 Y    =       11607063.04  feet           Y    =         3537832.81  meter
 Z    =       -8150546.14                 Z    =        -2484286.46
 XDOT =     -14350.038490                 XDOT =       -4373.891732
 YDOT =       8765.637628  feet/sec       YDOT =        2671.766349  meter/sec
 ZDOT =     -17478.991585                 ZDOT =       -5327.596635

[Cartesian = système de coordonnées rectangulaires]
[Keplerian = données sous forme d'éléments orbitaux]
[M50 = voir plus haut]
[J2K = J2000 = Système de coordonnées rectangulaires dont l'origine est le centre de la Terre et l'orientation des axes définie par la position du point vernal (X) et de l'axe de rotation terretre (Z) à l'époque 2000.0]
[TDR = True of Day Rotating = Système de coordonnées rectangulaires dont l'origine est le centre de la Terre et l'orientation des axes définie par la position du méridien de Greenwich (X) et de l'axe de rotation terretre (Z). Ce référentiel tourne donc avec la rotation de la Terre]
[X, Y et Z = position instantanée selon X, Y ou Z en pieds ou en mètres]
[XDOT = vitesse instantanée en pieds/s ou mètres/s]
[A = demi-grand axe de l'orbite]
[E = excentricité de l'orbite]
[I = inclinaison de l'orbite]
[Wp = argument du périgée]
[RA = ascension droite du noeud ascendant]
[TA = anomalie vraie]
[MA = anomalie moyenne]
[Ha = altitude à l'apogée]
[Hp = altitude au périgée]
 

The mean element set is posted at the UTC for which position is
just north of the next ascending node relative to the above
vector time
[L'époque du TLE suivant se situe à l'heure UTC à laquelle l'ISS se trouve juste au nord du prochain noeud ascendant de l'orbite suivant l'instant des données vectorielles ci-dessus]
 
 

TWO LINE MEAN ELEMENT SET   [Ensemble d'éléments orbitaux moyens sur 2 lignes]

ISS
1 25544U 98067A   05045.54775760  .00020000  00000-0  20000-3 0  9004
2 25544  51.6463 168.0710 0009359  98.7522 261.4700 15.70932753 36404
 

Satellite: ISS
Catalog Number: 25544
Epoch time:      05045.54775760   =   yrday.fracday       [époque]
Element set:     900                  [numéro séquentiel du TLE]
Inclination:       51.6463  deg        [inclinaison de l'orbite]
RA of node:       168.0710  deg       [A.D. du noeud ascendant]
Eccentricity:     .0009359            [excentricité de l'orbite]
Arg of perigee:    98.7522  deg       [argument du périgée]
Mean anomaly:     261.4700  deg       [anomalie moyenne]
Mean motion:   15.70932753  rev/day    [mouvement moyen]
Decay rate:    2.00000E-04  rev/day2   [taux de dégradation de l'orbite]
Epoch rev:            3640            [no de révolution à l'époque]
Checksum:                4            [somme de contrôle Modulo 10]
 

Dernière mise à jour de cette page : 6 novembre 2006 à 03:50 UTC

Auteur : Daniel Deak
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