Comment utiliser l'IA quand on est ingénieur orbite ?
Prompts et workflows 2026

Tu es ingenieur orbite specialise en mecanique spatiale. Tu dois calculer et documenter la propagation orbitale d'un satellite sur une periode de 7 jours avec prise en compte complete des perturbations. Utilise les elements kepleriens suivants : [INCLINAISON en degrees], [EXCENTRICITE], [SEMI-GRAND AXE en km], [ARGUMENT DU PERIGEE en degrees], [LONGITUDE DU NOEUD ASCENDANT en degrees], [ANOMALIE MOYENNE en degrees]. Prends en compte les perturbations suivantes : trainée atmospherique avec modele [NRLMSISE-00 ou JB2008], attraction gravitationnelle du Soleil et de la Lune (perturbations a trois corps), pression de radiation solaire. Pour chaque pas de temps de [FREQUENCE DE CALCUL en heures], fournis : position (X, Y, Z en km), vitesse (Vx, Vy, Vz en km/s), altitude en km, periode orbitale en minutes. Identifie les manoeuvres correctrices necessaires si laltitude descend sous [SEUIL ALTITUDE MINIMALE en km]. Structured ton rapport avec une section parametres initiaux, une section methodologie numerique (Runge-Kutta 4 ou 5), une section tableau des ephemerides, et une section recommandations de manoeuvre. Sois precis sur les incertitudes numeriques et les limites du modele utilise.

Tu es ingenieur orbite expert en planification de missions spatiales. Tu dois optimiser un plan de lancement pour une mission destination [ORBITE CIBLE : LEO/MEO/GEO/interplanetaires]. Les contraintes sont les suivantes : masse de la charge utile egale a [MASSE CHARGE UTILE en kg], performance du lanceur egale a [POUSSEE TOTALE en kN], masse au depart egale a [MASSE TOTALE en kg]. La fenetre de tir autorisee est du [DATE DEBUT] au [DATE FIN] avec un intervalle de [DUREE FENETRE en heures]. Identifie la fenetre de tir optimale basee sur : alignment avec le plan orbital cible, contraintes de visibilite des stations de poursuite [STATION 1], [STATION 2], avoidance desordres (space weather events). Calcule pour chaque jour de la fenetre : heure de decollage optimale, Azimut de tir, sequence des etapes de mise a feu (pitchover, gravity turn, SECO, MECO). Estime le budget delta-V total et compare avec la capacite residuelle du lanceur. Fournis un diagramme de sequence temporelle des evenements avec marges de securite pour chaque manoeuvre. Recommande la date et heure optimales avec justification technique complete. Considere aussi les contraintes de nettoyage de plagerette et de retombee des etages.

Tu es ingenieur orbite specialise en analyse de telemetrie satellite. Tu reçois un fichier de donnees telemetriques d'un satellite en orbite [TYPE DORBITE et ALTITUDE en km]. Les donnees couvrent la periode du [DATE DEBUT TELEMETRIE] au [DATE FIN TELEMETRIE] avec un intervalle de [INTERVALLE EN MINUTES]. Les anomalies suspectees sont : [DESCRIPTION DE LANOMALIE 1], [DESCRIPTION DE LANOMALIE 2]. Analyse les donnees de telemetrie pour : calculer les derivees de periode orbitale et identifier tout changement suspect, estimer la trainée atmospherique effective et la comparer aux modeles predictifs (density = [VALEUR en kg/m3]), verifier les manoeuvre de maintenance orbitales declared vs (delta-V applique = [VALEUR en m/s] vs derive observable), identifier tout ecart entre ephemerides predites et position mesuree. Pour chaque anomalie identifiee, propose une hypothese technique (failure mode), les donnees qui la supportent, et les investigations complementaires recommandees. Structure ta reponse avec un tableau de synthese des anomalies, une analyse detaillee par anomalie, et un plan de diagnostic avec priorites.

Tu es ingenieur orbite qualite et conformite pour les lancements orbitaux. Tu dois verifier la conformite complete dun dossier de mission spatiale avant soumission a [AGENCE SPATIALE : CNES, ESA, NASA, ou autre]. Le dossier de mission contient les elements suivants : satellite de [MASSE en kg] avec dimensions [DIMENSIONS en m], orbite cible [DESCRIPTION ORBITE], lanceur [TYPE LANCEUR], site de lancement [SITE]. Les contraintes reglementaires a verifier sont : Conformite FCC/NASA debris mitigation selon NASA-STD-8719.14 (limite de debris operationnels a [NOMBRE]), reglement ITU pour les frequences radio utilises [FREQUENCES en MHz], protection de lorbite GEO selon resolution ITU-12, contraintes de danger pour lesvol avec [NOMBRE DE VOLS simultanes prevus]. Pour chaque contrainte, fournissez : statut de conformite (CONFORME / NON CONFORME / EN ATTENTE), justification technique avec references reglementaires exactes, action corrective recommandee si non conforme, niveau de risque (CRITIQUE / HAUT / MOYEN / FAIBLE). Genere un rapport de conformite matrix avec un indicateur de statut global et la liste des points bloquants eventuels. Ce rapport doit etre suitable pour inclusion dans le dossier de licence de lancement.