LA MISE SUR ORBITE

Un satellite tourne autour d'un astre avec une vitesse telle que la force centrifuge compense son poids. Il est donc pseudo-isolé, ce pourquoi sa vitesse reste constante. Contrairement à une idée répandue, le satellite n'est pas en apesanteur. Il est même en permanence en train de tomber, mais, grâce à sa vitesse, il tombe "à côté" de la Terre. Sans le frottement de l'air, on pourrait satelliser à n'importe quelle altitude, en pensant quand même à éviter les obstacles. Mais l'atmosphère empêche de placer un satellite à moins de 200km d'altitude. Et encore y a-t-il un peu d'air dans ce coin, si bien le satellite placé aussi bas ne tiendra que quelques jours: freiné par l'air, il retombera fatalement dans l'atmosphère et s'y consumera.

La vitesse à donner à un satellite diminue avec l'altitude de celui-ci: plus il est haut, moins il est soumis à la gravité. La vitesse de satellisation est de 8 Km/s à 200km et 6,9 à 2000 km. Le vrai problème pour la mise en orbite n'est pas de monter: un V2 pouvait déjà, en lancement vertical, atteindre 200 km de haut. Toute la difficulté est de donner à la charge utile la vitesse voulue. C'est pourquoi un même lanceur envoie une charge à peine plus faible à 800 km qu'à 200 km d'altitude.

CARACTERISTIQUES DE L'ORBITE

l'orbite d'un satellite ne sera circulaire que si son injection s'effectue, d'une part parallèlement à la terre, et d'autre part à la bonne altitude pour une vitesse donnée. Si ces conditions ne sont pas respectées, l'orbite est elliptique.

Si la vitesse est inférieure à la vitesse parabolique mais supérieure à la vitesse circulaire, le satellite décrira une orbite elliptique comprise entre la parabole et le cercle. Si le point d'injection est parallèle à l'horizon terrestre, il déterminera son périgée, point le plus proche de la terre.

Si la vitesse est inférieure à la vitesse circulaire à l'altitude donnée, le satellite parcourt une orbite elliptique dont le point d'injection est l'apogée, point le plus haut. Le satellite selon l'altitude et la vitesse pourra rencontrer la terre sur son chemin. 

Une orbite elliptique ou circulaire se caractérise par:

_ sa période (temps pour une révolution) qui se calcule par la troisième loi de Kepler. Cette période T ne dépend que du demi grand axe. Elle donnent 90 mn pour un satellite à 200 km d'altitude et 24 heures pour un satellite à 36 000 km.  

_  son altitude a en km.

_ son inclinaison à l'équateur. Si cette dernière voisine 0°, l'orbite est dite équatoriale, si elle voisine 90°, elle est polaire.

_ son apogée (la plus grande distance à la terre),

_ son périgée (la distance la plus courte)

_ l'argument  du périgée : celui-ci donne, pour une orbite elliptique inclinée, l'angle que fait la ligne reliant apogée et périgée avec le plan de l'Equateur (inférieur ou égal à l'inclinaison de l'orbite). Comme un cercle a un centre, une ellipse a deux foyers. Une ellipse de corde x et de foyers A et B ( x > AB)est l'ensemble des points M tels que MA + MB = x.

_ la précession de la ligne des absides : L'axe reliant apogée et périgée (ligne des abscices) d'une orbite elliptique inclinée tourne lui aussi autour de l'axe des pôles. 

L'ORBITE GEO

L'orbite géosynchrone a une période de révolution de 23 h 56 mn 4s, soit la période sidérale de rotation de la terre. Selon l'inclinaison de cette orbite, le satellite décrira des "huit" dans le ciel plus ou moins allongés selon l'inclinaison.

Le satellite géostationnaire a la propriété de rester fixe par rapport à un observateur au sol. Son orbite est équatoriale, circulaire et synchrone avec la rotation de la terre. La troisième loi de Kepler montre que l'altitude d'une telle orbite est de 35 786 km, le satellite circulant à la vitesse de 3,074 km/s. 

Ce type d'orbite est employé pour les satellites de télécommunication et la plupart des satellites météo. Pour y accéder, on place le satellite sur une orbite elliptique dont l'apogée est à 36000 km. En y passant, on redonne un coup de gaz pour atteindre l'orbite définitive.

Pour que le satellite reste bien sur son orbite, il est nécessaire de périodiquement ajuster sa trajectoire ce qui limite sa durée de vie à 7-10 ans. De petits moteurs de contrôle permettent de réaliser ses corrections. Le soleil et la lune exercent aussi des perturbations de l'ordre de 1° par an. Ces satellites du fait de leur altitude se trouvent presque en permanence à l'extérieur du cône d'ombre de la terre et bénéficient donc d'un éclairement constant. En période d'équinoxe (mars et septembre), ils peuvent quelque fois être plongés chaque jour dans l'obscurité pour des durées ne dépassant pas les 72 mn.  

L'ORBITE SSO

Le satellite sur son orbite subit des perturbations dues à la terre toute proche. Celle ci n'étant pas sphérique et sa masse n'étant pas distribuée uniformément, des perturbations se font sentir au niveau du champ de gravitation qui influe donc sur la trajectoire du satellite. 
La précession "nodale" est due au bourrelet équatorial terrestre qui attire le satellite selon une force qui n'est pas centrale. Un mouvement de précession naît qui fait tourner en arrière le plan de l'orbite autour de la terre, en gardant la même inclinaison. Pour une orbite polaire inclinée à 90° sur l'équateur elle est nulle.

La précession de la ligne des apsides est due à la rotation d'une demi grand axe de l'orbite autour du centre de la terre dans le plan orbital. Ce "déplacement du périgée" est nul pour une inclinaison de 63°26' 30". pour des inclinaison supérieure à 63,44°, le mouvement est rétrograde.

D'autres perturbations existent mais sont considéré comme secondaire. 

L'effet de précession nodale est utilisé pour certains satellites afin d'obtenir une rotation du plan de l'orbite qui soit synchrone avec la rotation de la terre autour du soleil. Si on veut que le plan de l'orbite garde une orientation constante par rapport au soleil, il faut lui faire subir une rotation de l'ordre de 1° par jour (360°/365 jours). Cela est possible avec une combinaison différentes d'altitude/inclinaison comme 800 km/100°.

Le satellite reste ainsi exposé au soleil, au dessus de la zone de pénombre (soir / matin). On place sur de telles orbites certains satellites d'observation de la Terre, qui ainsi ont toujours vu sur un sol éclairé (avec lumière inclinée, donc ombres nette mettant les reliefs en valeur). Cet éclairement profite aussi au panneaux solaire du satellite qui se trouvent constamment éclairer de la même façon. Un tel satellite mis sur une orbite à 830 km, inclinée à 98,7° survolera un territoire toujours à la même heure solaire. De même, il survolera une zone selon une période de 26 jours.

LE TRANSFERT D'ORBITE.

Le transfert est une manoeuvre spatiale plus complexe que la satellisation pure et simple. C'est une application de la constatation que nous avons faite qu'on peut étirer l'orbite d'un satellite en lui donnant plus de vitesse que la vitesse circulaire. 

Soit un satellite tournant autour de la Terre à 7,86 kilomètre seconde, sur une orbite circulaire, à 200 kilomètres d'altitude. Si en un point situé à cette altitude, au lieu de cette vitesse de 7.86 kilomètres-seconde, nous lui donnons 8,72 km/s, il ira jusqu'à un apogée situé à 4 191 kilomètres. 
Avec 9,42 km/s, il ira jusqu'à un apogée situé à 10 400 kilomètres. Avec 10,38 km/s, Il ira jusqu'à un apogée situé à 35900 kilomètres. En augmentant fort peu la vitesse circulaire en un point de l'orbite, on allonge donc fort loin la trajectoire.

Rien n'interdit lorsque le satellite est à l'apogée de sa nouvelle trajectoire, à 4 191 kilomètres d'altitude, de l'aiguiller sur les orbites circulaires à cette altitude. Or, la vitesse qui reste au satellite à l'apogée de son orbite elliptique est naturellement inférieure à la vitesse circulaire correspondant à l'altitude à laquelle se trouve cet apogée. Ainsi, dans les trois exemples précédents, cette vitesse restante est de: 5,43 kilomètres-seconde à l'apogée de 4 191 kilomètres. 3,69 kilomètres-seconde à l'apogée 10 400 kilomètres. 1,39 kilomètres-seconde à l'apogée de 35900 kilomètres. Il s'en faut de 0,72 kilomètre-seconde dans le premier cas, 1,19 kilomètre-seconde dans le deuxième cas et 1,68 kilomètre-seconde dans le troisième cas pour que le satellite s'établisse sur sa nouvelle orbite circulaire. 

L'appoint de vitesse sera facilement fourni par un moteur fusée supplémentaires installées sur le satellite, dirigeant son jet vers l'arrière de sa course, et créant ainsi une poussée vers l'avant. Le transfert est donc une sorte de gigantesque aiguillage spatial à base de modifications de la vitesse d'un engin se trouvant déjà dans des conditions de navigation cosmique. Les deux augmentations successives de vitesse opérées pour faire passer un satellite d'une orbite proche de la Terre à une orbite plus éloignée élèvent le total de la " vitesse caractéristique. " L'opération est pourtant bien plus économique, moins dispendieuse en carburant, qu'une opération directe de satellisation après une longue ascension verticale de la fusée porteuse.

Les transferts d'une orbite " basse" à une orbite plus éloignée, se font avec des augmentations de vitesse. On peut réaliser les transferts exactement inverses, d'une orbite " haute " à une orbite plus proche de la Terre, par des réductions de vitesse. Qu'il s'agisse de perdre une certaine quantité de vitesse ou de la gagner, que le transfert soit négatif ou positif, les fusées de manœuvre du satellite ont rigoureusement la même énergie à développer.

En plus des transferts, il peut être nécessaire de réaliser un changement de plan orbital, une rotation de l'angle a. Il faut alors faire tourner le plan de l'orbite autour des noeuds. Seule la composante horizontale est à modifier. La manoeuvre doit être réalisé au noeud le plus proche de l'apogée pour être optimale. Si on ne veut pas modifier les autres paramètres de l'orbite, il est nécessaire de réaliser la manoeuvre à un noeud. Certains satellites géostationnaire combine le changement de plan orbitale avec le changement d'orbite, les corrections ayant lieu aux noeuds L'incrément de vitesse à fournir sera la somme géométrique des vitesses.. 

Les transferts ont été une étape nouvelle de la préhistoire de l'astronautique.

LE PASSAGE EN ORBITE GÉOSTATIONNAIRE GTO

Pour accéder à l'orbite géostationnaire à 36 000 km, les satellites de télécoms sont généralement mis sur une orbite de transfert géostationnaire (GTO). C'est une orbite très elliptique, avec une apogée à 36 000 km d'altitude (niveau de l'orbite définitive) et un périgée très bas (200 km). 
Voici la séquence exacte : la fusée lance le satellite à 200 km avec une vitesse de 10.2 km/s. Cette vitesse étant supérieure à celle de satellisation (8 km/s), il s'éloigne et, ce faisant perd de la vitesse (comme un planeur qui monte). Il arrive à 36000 km (apogée de son orbite) à 1.6 km/s. Il utilise alors son propre moteur d'apogée pour gagner un peu de vitesse (passant de 1.6 à 3 km/s) et circulariser son orbite. Certaines fusées (proton et de futures fusées Américaines) peuvent lancer directement en GTO.

Il garde du carburant qui lui sert par la suite pour corriger les modifications impromptue de son orbite par les vents solaires. Il faut noter que le moteur de circularisation n'est toujours celui qui effectue par la suite des rectifications. Ce peut être un moteur à poudre (alors que le système de correction doit être à liquide, puisqu'il est rallumé un grand nombre de fois). Quant il n'a plus de carburant, il est hors service. Pour éviter d'encombrer l'orbite, les plus récents emploient leurs dernières gouttes de carburant pour s'en écarter. La durée de vie est en général de 10-15 ans.

Mais si le tir est fait d'un site éloigné de l'équateur, il faut faire plus de détours. Si on tire d'un centre éloigné de l'équateur, le satellite devra consacrer une part importante de son carburant à effectuer un "virage". Sa durée de vie est donc diminuée.

NAVIGATION SPATIALE

Il n'y a pas de différence entre le lancement d'un vaisseau habité et celui d'un satellite ordinaire, sinon que pour les 9000 kg d'un Soyouz, il faut une fusée porteuse plus puissante que pour les 80 kg du premier Spoutnik, et que la précision de l'établissement sur l'orbite est pour le moins multiplié par mille.

Le vaisseau spatial habité, lui pour revenir sur terre réalise des manoeuvres. Sur son orbite à 200 km d'altitude et à la vitesse de 7,86 km/s, notre vaisseau comme un satellite peut en augmentant sa vitesse passer sur une nouvelle orbite avec un apogée plus éloigné. A l'inverse, si l'on réduit la vitesse circulaire, le vaisseau va raccourcir sa trajectoire.

A 200 km d'altitude, l'orbite est très près des premières couches denses de l'atmosphère. Un petit ralentissement va le faire plonger dans l'atmosphère comme le font les satellites en fin de vie pour qu'il soit détruit dans l'atmosphère. La différence est que notre vaisseau est lui conçue pour pouvoir passer cette traversée sans être détruit.

La rentrée dans l'atmosphère consistent donc en un freinage hors de l'atmosphère, un freinage dans l'atmosphère et une stabilisation du vaisseau.

L'orbite sur laquelle circule le vaisseau habité est comme un rail fabriqué spécialement pour lui par sa vitesse de satellisation. Une réduction de la vitesse sera l'équivalent d'un aiguillage. Mais le rail est hors de l'atmosphère, ou dans des zones de la haute atmosphère où les particules d'air sont si peu nombreuses et si espacées les unes des autres que leur effet ne peut se manifester qu'à échéance plus ou moins longue, et dans des conditions incontrôlables. Le ralentissement volontaire ne peut donc être obtenu autrement que par un système de réaction, par une fusée éjectant des gaz. Si un satellite avait cette fusée derrière lui, éjectant des gaz vers l'arrière, la vitesse ainsi obtenue s'ajouterait à la vitesse que le satellite avait déjà, et sa trajectoire s'allongerait. Pour qu'elle raccourcisse, il faut que la fusée soit dirigée vers l'avant, afin que la vitesse obtenue par elle vienne en déduction de la vitesse que le satellite avait auparavant. On appelle cette fusée de freinage une " rétro-fusée". A 200 kilomètres d'altitude, un supplément de vitesse de 60 mètres-seconde suffirait à allonger la trajectoire de 200 kilomètres environ, et à créer un apogée à 400 kilomètres d'altitude. Réciproquement, une perte de vitesse de 60 mètres-seconde suffirait à raccourcir la trajectoire de 200 kilomètres environ, c'est-à-dire que si l'atmosphère n'existait pas, le satellite, au bout d'un demi-tour, viendrait à raser le sol terrestre. Cette perte de vitesse de 60 mètres-seconde est donc celle qui idéalement conviendrait le mieux. Les calculs théoriques concernant une fusée sont rigoureusement les mêmes, quel que soit le sens dans lequel sera utilisée la vitesse produite. La fusée capable de ralentir de 60 mètres-seconde un satellite est exactement la même que celle qui aurait (dans les conditions de l'absence de freinage atmosphérique) à lui communiquer une vitesse de 60 m/s.

On peut s'amuser à calculer à son propos l'équation de Tsiolkovski: Vitesse finale = Vitesse des gaz >x 2,1 x logarithme du l'apport de masse. Cela donne, avec des gaz à 2 500 mètres-seconde:
60 m/s = 2 500 x 2,3 x logarithme du rapport de masse. Le logarithme obtenu 0,1040, c est à dire celui nombre 1,1.
Le poids de la fusée en fin de combustion devrait être de 4 750/ 1,1 soit 4318 kg. Il n'y aurait guère plus de 400 kg de combustible à éjecter.

Le ralentissement est donc une opération très peu conteuse. Point délicat: La commande du fonctionnement de la rétrofusée doit se faire avec la plus grande précision, pour que l'éjection des gaz se produise a la seconde près voulue et que la trajectoire de descente dirige le navire exactement vers le point prévu pour son atterrissage.

Les conditions économiques du ralentissement font qu'on peut choisir, quitte à perdre lin peu sur le rapport de masse, les carburants les plus dociles même s'ils ne sont pas les plus " rapides ", et qu'on peut même se contenter d'éjecter du gaz comprimé, dont l'emploi est plus souple. On n'a pas besoin de procéder à un allumage toujours aléatoire.

Une autre condition impérieuse de la réussite est que le jet de ta rétrofusée soit exactement dirigé dans le sens de la course du satellite. Le moindre écart d'angle vers le bas a bien pour effet de ralentir le satellite (un peu moins toutefois), mais en même temps la trajectoire est légèrement déviée vers le haut. La descente se fera donc beaucoup plus loin. Le moindre écart vers le haut a bien pour effet de ralentir le satellite (également un peu moins), mais en même temps la trajectoire est légèrement déviée vers le bas. Le satellite est donc plus vite " injecté "dans l'atmosphère dont le freinage se fera plus rapidement sentir. Les conséquences, à supposer que la suite des opérations puisse se dérouler sans accident, se chiffrent par des erreurs de centaines, voire de milliers de kilomètres à l'arrivée au sol. Or, il est douteux que l'ensemble du programme, et particulièrement la rentrée à l'intérieur du " tunnel d'ondes " formé par les émissions (les stations de contrôle), soit assuré si le départ de l'opération n'est pas conforme au plan général.

La bonne orientation de la rétro-fusée n'est pas une chose qui va de soi, car un satellite lancé même avec la plus grande perfection, même placé sur une orbite absolument convenable, est toujours, si l'on n'intervient pas, en état de perpétuelle culbute.

Nous sommes accoutumés à l'image des fusées avançant pointe en avant. Ce n'est pas valable pour les satellites. Dans l'atmosphère, en effet, une fusée marche pointe en avant parce que l'atmosphère la freine, mais la freine moins à sa pointe (la section étant de petite surface) qu'à l'arrière où a surface maximum. Si l'on coupait par le milieu le cône que représente la fusée, la partie avant irait plus vite que la partie arrière, le freinage de l'air agissant sur une plus petite section. Dans la réalité, avant et arrière sont solidaires, et l'ensemble subit un freinage global, mais la fusée se place naturellement et avance dans le sens de sa moindre résistance. Dans un milieu sans atmosphère comme c'est pratiquement le cas à 200 kilomètres d'altitude, aucun freinage atmosphérique n'intervient plus. Rien n'oblige plus le vaisseau à se présenter de telle façon plutôt que de telle autre. Seul son centre de gravité est concerné par le mouvement de satellisation. C'est lui qui suit le tracé de l'orbite. Le vaisseau pratique une pirouette librement autour de ce centre de gravité, la moindre impulsion latérale au moment de sa séparation d'avec la fusée porteuse lui ayant communiqué un tournoiement qui se poursuivra tant que rien n'interviendra pour le stopper.

C'est un obstacle au bon fonctionnement de la rétro-fusée. Ce peut être aussi dangereux pour l'organisme de l'homme à bord du vaisseau, car le tournoiement crée une force centrifuge risquant de faire affluer le sang au cerveau, ou au contraire vers les extrémités. En tout cas, elle interdit au pilote astronaute d'observer la Terre, de même qu'on ne peut regarder un point fixe quand on est dans un manège de chevaux de bois.

Pour stabiliser un vaisseau dans l'espace sans air, le seul recours est encore la réaction. Il faut faire agir de petites fusées projetant leur gaz dans le sens du mouvement giratoire (elles se comportent en rétrofusées), le compensant jusqu'à l'annuler. Comme la vitesse de ce mouvement giratoire est très faible, de l'ordre du mètre et même du centimètre-seconde, l'équation de Tsiolkovski indique qu'il n'est besoin d'éjecter que des masses insignifiantes de gaz. Encore faut-il, là aussi, que ce soit dans la bonne direction. Le mécanisme de la stabilisation sera par conséquent constitué d'un ensemble de minuscules fusées disposées tout autour du vaisseau et pouvant entrer en action chacune isolément dans une direction donnée, selon le sens du tournoiement et avec la force nécessaire.

Ces valeurs ne sont pas prévisibles et l'action des fusées de stabilisation ne peut être inscrite dans un programme, ni non plus commandée de la Terre. Le vaisseau doit donc avoir à son bord un appareillage capable d'apprécier, de mesurer le mouvement à corriger, et d'en conclure les ordres à donner aux fusées concernées.

Le cerveau de cet appareillage est le calculatrice électronique. Mais tout cerveau fût-il électronique ne peut jamais raisonner que par rapport à des éléments connus. Le mouvement, par exemple, ne peut être jugé que par référence à une direction fixe. La direction du centre de la Terre n'est plus utilisable, puisque la pesanteur est annulée à bord du vaisseau. C'est encore le gyroscope, monté sur triple cardan, qui emporte de la Terre la direction fixe sur laquelle le vaisseau se guidera dans l'espace.

Ayant perdu de la vitesse par l'action en bonne direction de sa rétrofusée principale, le vaisseau pénètre dans l'atmosphère à une vitesse encore supérieure à 7 kilomètres à la seconde. L'action de l'atmosphère sera double
- Utile, elle complétera le ralentissement de l'engin pour que l'arrivée de l'astronaute à terre ait lieu à très faible vitesse
- Dangereuse, elle échauffera les parois du véhicule par le choc entre les molécules d'air et le métal.

A cette vitesse, l'énergie développée est énorme. Il faut établir un compromis, utiliser la capacité de freinage jusqu'à la limite où elle ne met pas en péril la vie de l'homme.

LES MISSIONS DES SATELLITES

Nous concevons le principe du satellite suivant très rigoureusement les contours de la Terre (comprise dans le sens Terre ferme  + atmosphère " à la vitesse circulaire de 7,86 kilomètres-seconde. Nous connaissons les satellites qui, ayant eu au au départ  une vitesse supérieure à la vitesse circulaire, décrivent non plus un cercle, mais une ellipse, avec un apogée situé à une grande  altitude, d'autant plus grande que l'excès de vitesse au départ a été important.

Voilà déjà une gamme infinie de satellites possibles, à partir d'un périgée aux lisières de l'atmosphère. Mais il existe quantité d'autres possibilités.

On peut concevoir des satellites tournant sur des orbites circulaires à n'importe quelle altitude au-dessus de la Terre. C'est facile à comprendre. Un satellite est un engin dont la vitesse est telle que la pesanteur est équilibrée. Un engin qui à 10 000 kilomètres d'altitude, aurait la vitesse nécessaire pour équilibrer ce qui reste de pesanteur à cette altitude bouclerait constamment sa boucle autour de la Terre, et d'autant mieux qu'il rencontrerait infiniment moins de particules d'air qu'a 200 kilomètres au-dessus du sol. La pesanteur diminue en proportion du carré de la distance par rapport au centre de la Terre. La vitesse circulaire d'un satellite est donc de plus en plus petite à mesure qu'on veut placer ce satellite connue l'indiquent les quelques chiffres rassemblés ci dessous

Il serait faux de conclure qu'il est plus facile de placer un satellite sur une orbite éloignée que sur une orbite proche, puisqu'il lui faut moins de vitesse Dans le calcul de la vitesse, caractéristiques, l'élément g x t, représentant la diminution de vitesse subie par la fusée dans l'ascension verticale atteint une valeur prohibitive. La vitesse caractéristique d'une satellisation à 4,88 kilomètres-seconde et à 10400 kilomètres d'altitude est incroyablement plus élevée que celle d'une satellisation à 7.86 kilomètres-seconde et à 200 kilomètres d'altitude. 

Le moyen le plus économique de placer un satellite sur une orbite éloignée de la Terre est le transfert.

PLUS LOIN DANS L'ESPACE

Les principes des voyages interplanétaires ne sont pas différents de ceux qui ont présidé à la création des satellites. Il n'y a pas de différence de nature entre la satellisation la plus élémentaire et la plus lointaine randonnée spatiale. L'astronautique à ce stade supérieur, c'est la combinaison d'orbites de satellisation diverses avec transferts multiples. Nous savons qu'en augmentant la vitesse initiale d'un satellite, on peut l'envoyer à un très grand éloignement de la Terre, à 35 900 kilomètres par exemple, avec une vitesse de 10,38 kilomètres-seconde. Avec une vitesse de 10,96 kilomètres-seconde, on obtient une ellipse très allongée dont l'apogée est à 380 000 kilomètres. Cette distance est précisément l'altitude de la Lune au-dessus de la Terre. Un simple supplément de 0,58 kilomètre-seconde nous a fait franchir une distance de plus de 340 000 kilomètres. Un nouveau léger supplément de 0,15 kilomètre-seconde va allonger la trajectoire à tel point que l'apogée va se trouver repousse loin, très loin. 
Le projectile parti d'un périgée situé à 200 kilomètres d'altitude avec cette vitesse de 11,11 kilomètres-seconde n'en finit jamais d'aller vers son apogée, et jamais il ne l'atteint, si bien que jamais il n'amorce de chute de retour. Cette vitesse si particulière est appelée " vitesse de libération " ou " seconde vitesse cosmique" . Grâce à elle, l'engin dispose toujours d'une vitesse supérieure (de très peu) au ralentissement que lui fait subir la pesanteur. Il ralentit sans cesse, bien sûr, mais jamais assez pour que la pesanteur terrestre l'emporte sur lui. Comme dans la chasse que donne le chien au lapin, l'un et l'autre se fatiguent, mais le lapin n'est à aucun moment suffisamment fatigué pour que le chien l'attrape.

Comptée au niveau du sol terrestre où la vitesse circulaire théorique est de 7,89 kilomètres-seconde, la vitesse de libération est de 11,16 kilomètres-seconde. La vitesse de libération est aussi la vitesse maximum que peut atteindre un objet tombant en chute libre de l'infini, à son arrivée à la surface de la Terre. Chaque corps céleste a sa première et sa deuxième vitesses cosmiques particulières.

Quel que soit l'astre, on voit que sa vitesse de libération et sa vitesse circulaire sont dans le rapport de racine de 2, soit 1,4142.