Brevet FR2689855A1 — publié le 19931015

Agencement et procédé pour le maintien coordonne en position d'un essaim de satellites géostationnaires L'invention concerne un agencement et un procédé pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites géostationnaires constitué par un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée sur l'orbite géostationnaire. Quand on a recours au maintien en position traditionnel d'un satellite géostationnaire, il faut que le satellite se trouve de façon continue dans une zone prédéterminée en longueur et en largeur de ce que l'on appelle la fenêtre de tolérance. Pour assurer ce résultat, on realise à des instants appropriés par une ou plusieurs stations au sol équipées de façon correspondante des relèvements d'orbite, appelés poursuites, à l'aide desquels on établit et on prédit la position précise du satellite, ceci signifiant que l'on effectue un relèvement et une prédiction d'orbite.Pour éviter une sortie de la fenêtre de tolérance provoquée par des perturbations naturelles ou forcées de l'orbite et pour assurer le maintien en position, on calcule dans le centre de contrôle au sol des manoeuvres de correction d'orbite et on les transmet au satellite en vue de son exécution par l'intermédiaire d'une station au sol. La séquence des commandes nécessaires est générée au sol, contrôlée et envoyée au satellite. La réaction du satellite est surveillée par ses données télémétriques au cours de chaque étape intermédiaire. Du fait d'une utilisation et d'un partage croissants de l'orbite géostationnaire, il a été accordé par les autorités compétentes plusieurs fenêtres de tolérance communes à des satellites, ceci signifiant que les satellites sont co-positionnés. Des recherches très récentes ont montré que, par un maintien en position non coordonné des satellites à l'intérieur d'une fenêtre de tolérance, il existe un risque de collision qui n'est pas négligeable. Grâce à des stratégies de maintien coordonné en position appropriées, qui prévoient entre les éléments d'orbite des satellites individuels des différences définies qui déterminent des orbites relatives dites nominales, on peut fortement réduire le risque de collision. Des stratégies souvent discutées utilisent une séparation en longitude,une séparation des vecteurs d'excentricité ou une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison. C'est ainsi que les satellites de communication français TDF-l et TDF-2 sont maintenus sur une longitude de 18 , 8 ouest et par des vecteurs d'excentricité différents dans une importante fenêtre de tolérance de 0,2 x 0,20. Les satellites britanniques BSB-1 et BSB-2 sont soumis sur une longitude de 31C ouest à une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison. Le relèvement d'orbite par des stations de poursuite au sol conduit de façon générale à des erreurs de détermination d'orbite relativement importantes en ce qui concerne la position en longitude des satellites. Cet effet négatif est accru par les manoeuvres de correction d'orbite et surtout par les manoeuvres d'inclinaison qui présentent également des erreurs de valeur et de direction pendantleur exécution, dans la'mesure où une dérive additionnelle et imprévue peut se produire en longitude.La sécurité qui est réduite pour ces raisons exige pour le maintien en position de plusieurs satellites à l'intérieur d'une fenêtre de tolérance des valeurs plus importantes pour le partage en excentricité et en inclinaison des éléments de I'orbite, ce qui a cependant pour conséquence une utilisation inutile de l'espace disponible d'une fenêtre de tolérance et de limiter le nombre possible de satellites par fenêtre de tolérance. Un autre inconvénient du relèvement d'orbite par des stations au sol consiste dans le fait que la géométrie de la position à relever d'un satellite géostationnaire ne change que légèrement et lentement, à savoir avec une période d'un jour. I1 faut donc actuellement une durée d'environ deux jours pour relever une orbite d'une façon suffisamment précise. Pour tenir compte à long terme du nombre croissant de satellites sur orbite géostationnaire, des procédés de relèvement ou de détermination d'orbite plus précis et plus rapides sont nécessaires. Le maintien coordonné en position dans une fenêtre de tolérance, dont la zone a été attribuée à plusieurs pays, est rendu difficile, comme le montre la pratique, pour toute une série de raisons. C'est ainsi que les satellites qui sont utilisés par des pays différents sont relevées et sont pilotés dans la plupart des cas également par des stations au sol différentes. Ce contrôle décentralisé a pour conséquence une multiplication des procédés de maintien en position qui sont en principe les mêmes et que des mesures additionnelles sont nécessaires pour coordonner les centres de contrôle au sol, par exemple pour mettre en harmonie les systèmes de poursuite et les programmes de calcul. Ceci demande beaucoup de temps et a pour conséquence un transfert de données compliqué et des colts considérables. Dans le même temps, les sources d'erreur possibles ont une ampleur qui va en grandissant.Par ailleurs, la séquence des commandes nécessaires et détaillées au sol pour l'exécution d'une manoeuvre d'orbite, et sa surveillance en pas à pas au sol, sont certainement coûteuses. Pour éviter les inconvénients des procédés de maintien en position traditionnels décrits dans ce qui précède, il est proposé selon l'invention un agencement et un procédé de maintien coordonné en position d'un essaim de satellites dans lequel la régulation coordonnée des mouvements relatifs d'un nombre relativement important de satellites qui forment l'essaim est réalisée dans une fenêtre de tolérance commune grâce à des mesures opérationnelles réduites et avec un danger de collision qui est pratiquement exclu.Selon l'invention, ce but est atteint du fait qu'au moins un satellite sélectionné parmi l'essaim comprend en outre un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement et une fonction de pilotage mise en oeuvre à bord du satellite, au moyen desquels une unité de mesure montée sur le mécanisme et destinée à la mesure des données d'écart, angulaires ou Doppler, peut pivoter dans une plage d'environ + 45 hors du plan de l'orbite et sur 360 dans le plan de l'orbite. Les satellites à piloter de l'essaim sont chacun équipés de préférence d'un anneau de réflecteurs avec des récepteurs de signaux et des émetteurs de codes intégrés sur leur périphérie et dans le plan de l'orbite, pour renvoyer à l'unité de mesure le signal de mesure émis par l'unité de mesure du satellite sélectionné. Le système automatique de régulation d'orbite relative est alors installé dans le satellite sélectionné, qui comprend, en dehors d'une forme intégrale et étendue des équations de Clohessy-Wiltshire permettant la détermination de l'orbite relative, un filtre Kalman fonctionnant séquentiel lement. L'invention concerne également un procédé pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites comprenant un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée sur l'orbite géostationnaire, à l'aide d'un satellite sélectionné dans l'essaim, caractérisé en ce que a) les positions et les vitesses relatives précises de tous les autres satellites sont déterminées au moyen du système de régulation automatique d'orbite relative à l'aide du filtre Kalman à partir de données de mesure d'écart, angulaires ou Doppler en relation avec le satellite sélectionné et produites de façon continue; b) ensuite sont comparées les déterminations des positions et des vitesses relatives de tous les satellites à mouvements relatifs nominaux qui ont été fixés, y compris des tolérances prédéterminées conformément à la stratégie de séparation sélectionnée; c) dans le cas de dépassements des tolérances, les manoeuvres de correction relatives optimales et leurs points d'exécution dans le temps sont calculés à l'aide du procédé connu d'optimisation non linéaire et en utilisant les équations étendues de Clohessy-Wiltshire de manière que la somme des impulsions de manoeuvre nécessaires à la correction des mouvements relatifs soit nominale et que dans le même temps les nombreuses conditions secondaires pendant l'exécution des manoeuvres de correction relatives soient remplies, à savoir des conditions secondaires telles que le fait d'atteindre les positions et les vitesses nominales relatives recherchées, le fait d'éviter de dépasser les écarts de sécurité minimaux fixés entre tous les satellites, le maintien de la zone de visibilité de l'unité de mesure du satellite sur environ t 45" à partir du plan de l'orbite et sur 360 dans le plan de l'orbite, le maintien de la fenêtre de tolérance ainsi que l'exclusion de zones temporelles ou angulaires dans lesquelles aucune manoeuvre de correction ne pourrait être exécutée en rapport avec les capteurs embarqués; d) ensuite les manoeuvres de correction relatives sont transmises à tous les satellites et exécutées par ces derniers; et e) finalement, la succession d'ensemble des étapes a) à d) est répétée cycliquement en vue de la correction relative d'orbite. Le procédé de l'invention est également caractérisé en ce que f) un équilibrage automatique du circuit de régulation est effectué lors du changement de la régulation de position entre le mode normal (sans signal de capteur) et le mode de maintien en position (avec signal de capteur) pour éviter une altération d'une manoeuvre orbitale par des impulsions de régulation de position; g) des données de manoeuvres globales sont reçues, transformées de façon autonome à bord selon la séquence nécessaire, et exécutées et surveillées automatiquement par chaque satellite; h) toutes les impulsions de régulation de position sont détectées et recalculées en impulsions équivalentes Est/Ouest, et la manoeuvre en court ou suivante est automatiquement corrigée de façon correspondante au moyen de l'ordinateur embarqué; et i) les étapes g) et h) sont répétées en cas de besoin. L'idée de base de l'invention est que les activités de contrôle de l'essaim de satellites géostationnaires, qui sont concentrées selon les procédés connus sur un satellite qui a été sélectionné dans l'essaim et qui est piloté à partir d'une station au sol ou d'un centre de contrôle au sol, sont mises en oeuvre en ce qui concerne les mouvements relatifs entre les satellites à l'aide d'un système automatique embarqué de régulation d'orbite relative, et en ce qu'un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement qui permet la poursuite d'une unité de mesure dans toutes les directions nécessaires est installé pour mesurer les données d'écart, angulaires ou Doppler. Dans les procédés de maintien en position traditionnels, un centre de contrôle au sol sur lequel les utilisateurs des satellites qui forment l'essaim se sont mis d'accord contrôle le satellite sélectionné qui se maintient avec les autres satellites de l'essaim dans la même fenêtre de tolérance. Le satellite sélectionné qui sera appelé également dans ce qui suit satellite MASCOT (Multiple Application Satellite for Cluster Contre} and Operational Tasks), et qui conserve sa fonction d'origine en tant que satellite de télécommunication, de météorologie ou autre, est piloté à la condition que les manoeuvres de correction d'orbite calculées maintiennent, outre le satellite sélectionné, tous les autres satellites de l'essaim à l'intérieur de la fenêtre de tolérance, ce que l'on appelle manoeuvre globale. Les données des manoeuvres de correction d'orbite sont transmises par la station au sol au satellite dit MASCOT, puis transmises par ce dernier à l'aide d'un dispositif émetteur optique ou à haute fréquence aux autres satellites, qui sont équipés de récepteurs de signaux, de systèmes d'exécution de manoeuvres et d'horloges synchronisées embarqués; ainsi, des corrections simultanées d'orbites sont rendues possibles. Si cette correction s'effectue sans qu'il y ait d'erreur, l'état relatif antérieur à l'exécution des manoeuvres, c'est-à-dire la position relative et la vitesse relative, est maintenu. Pour que les mesures de relèvement d'orbite par la station au sol soient limitées dans le cas nominal au satellite sélectionné, ce dernier est équipé d'une unité de mesure optique ou à haute fréquence à l'aide de laquelle peuvent être effectuées des mesures pour déterminer les positions et les vitesses relatives des autres satellites par rapport à lui. En raison des mouvements relatifs nominaux choisis pour éviter des collisions, le satellite MASCOT est entouré complètement par les autres satellites. L'unité de mesure mentionnée est de ce fait montée sur un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement du satellite sélectionné, qui permet d'une part un pivotement sur une plage d'environ + 45 hors du plan de l'orbite et d'autre part une rotation sur 3600 dans le plan de l'orbite.Quand on utilise une unité de mesure optique, les autres satellites sont équipés sur leur périphérie et dans le plan de l'orbite d'un anneau de réflecteurs pour permettre, par réflexion des signaux optiques, des mesures par l'unité de mesure. Les données rassemblées d'écart, angulaires ou Doppler peuvent être différenciées par des codes que les satellites individuels transmettent par un émetteur optique ou à haute fréquence aux récepteurs du satellite MASCOT sélectionné. Quand au moins un second satellite MASCOT comprenant un équipement additionnel approprié est prévu pour des raisons de redondance dans l'essaim de satellites, ses données de mesure peuvent être également détectées et transmises au satellite MASCOT primaire. Dans l'ordinateur embarqué du satellite MASCOT primaire sont évaluées les données de mesure d'ensemble à l'aide d'un programme de détermination d'orbite relative, qui constitue une partie du système de régulation automatique d'orbite relative, et les positions et les vitesses relatives précises des autres satellites sont détectées. Une comparaison avec des mouvements relatifs nominaux indique si, tenant compte des perturbations naturelles de l'orbite et en exécutant simultanément les manoeuvres globales, un positionnement de tous les satellites qui ne présente aucun risque de collision continue d'exister. Dans le cas nominal, cette disposition est rendue possible par la stratégie de séparation coordonnée mentionnée dans le préambule, par exemple par une séparation des vecteurs d'excentricité/ inclinaison, qui par un choix approprié d'éléments d'orbite que sont l'ascension droite du noeud ascendant et l'argument du périgée, donne une ellipse relative inclinée par rapport au plan de l'équateur à l'intérieur de la fenêtre de tolérance. Qn est ainsi assuré d'une visibilité sans interruption des satellites individuels par les stations au sol, et on évite une occultation mutuelle. Lorsqu'il y a dépassement des conditions de tolérance établies pour une ellipse relative provoqué par des perturbations dues à la pression solaire agissant de façon différente sur les satellites et par des erreurs d'exécution de poussée des manoeuvres globales, un calcul est effectué à bord en utilisant le système de régulation automatique d'orbite relative, à l'aide d'un programme de calcul de manoeuvres de correction, pour établir une succession de manoeuvres entraînant une consommation minimale de combustible, dites manoeuvres de correction relatives, et ces manoeuvres sont transmises par le dispositif d'émission optique ou à haute fréquence aux récepteurs respectifs des satellites de l'essaim en vue de leur mise en oeuvre. Tous les satellites de l'essaim sont ainsi maintenus à l'intérieur des conditions de tolérance déterminées pour l'ellipse relative, par lesquelles sont évités des collisions, et ils sont maintenus simultanément dans la fenêtre de tolérance sur l'orbite géostationnaire. La précision de l'exécution des manoeuvres d'orbite effectuées de façon autonome à bord est améliorée grâce aux mesures décrites dans ce qui suit. Dans les ordinateurs embarqués des satellites individuels sont générées des commandes dites globales. Une commande globale comprend par exemple l'instant dans le temps, la direction et l'importance d'une modification de vitesse désirée pour le satellite. Une séquence de commutations détaillée est alors générée à bord, comme par exemple une décharge nécessaire d'une roue gyroscopique, une sélection de buses de poussée, l'instant dans le temps du début d'une succession d'impulsions et le nombre des impulsions de poussée, un calcul du signal nominal du capteur solaire pour une régulation de lacet, un calcul du point dans le temps de la commutation de la régulation de position de mode normal (sans signal de capteur solaire) au mode de maintien en position dit "Station Keeping Modus" (avec signal de capteur solaire) pour la régulation de lacet, ainsi qu'une manoeuvre de retour au mode normal. Lorsqu'il y a passage du mode normal au mode de maintien en position, un équilibrage automatique du circuit de régulation est intercalé, dont la fonction est que le signal de pilotage du circuit de régulation soit réglé sur la valeur qui est mesurée actuellement par le capteur solaire actif. On évite ainsi un choc au démarrage au prix d'une déviation tolérable de la position de lacet. De ce fait des manoeuvres Est/Ouest ainsi que des valeurs Nord/Sud précises après un calibrage approprié peuvent être exécutées. Toutes les impulsions de réglage de position, par exemple pour la décharge de la roue gyroscopique, sont détectées par un ordinateur embarqué et transformées en impulsions Est/Ouest équivalentes. La manoeuvre Est/Ouest qui en découle ou qui est en court est corrigée automatiquement de façon appropriée.Quand il s'agit de manoeuvres Nord/Sud, cette information est évaluée en vue du calibrage des composantes du couple Est/Ouest. Pour détecter des cas d'urgence ou des fonctionnements erronés et imprévisibles, et pour pouvoir éviter des perturbations par une réponse des systèmes de pilotage des satellites à partir du sol, des données de contrôle continues des états relatifs et des manoeuvres de correction calculés à bord sont transmises à la station au sol et surveillées au centre de contrôle au sol par un système automatique ou par un opérateur. De même, des modifications de stratégie de maintien en position, des calibrages, un choix des sous-systèmes embarqués (amorçage, doublage des données --enregistrées)-, --la- synchronisation des horloges ainsi qu'une mise en phase et hors phase de satellites sont réalisées par les contrôles au sol. L'invention présente donc des avantages qui sont essentiellement les suivants. A l'aide de relèvements par un satellite sélectionné parmi l'essaim, on détermine en peu de temps les états relatifs avec une précision élevée, et les grossières erreurs d'estimation d'orbite de position en longitude qui proviennent des mesures par une station au sol sont réduites en proportion. Comme une détermination précise d'une orbite a partir du sol exige environ deux jours, la durée de réaction pour éliminer les perturbations de la géométrie des mouvements relatifs est raccourcie de façon décisive par la mesure et la régulation automatiques s'effectuant à bord. La sécurité est alors augmentée et un danger de collision est totalement exclu; le maintien en position d'un nombre élevé de satellites est ainsi possible dans une fenêtre de tolérance commune. Une détermination précise d'orbite relative et une dérive relative entre les satellites pouvant être éliminée en peu de temps par le pilotage par le satellite MASCOT sélectionné, dérive qui dépasse dans le cas d'erreur d'exécution de manoeuvres globales la mesure admissible dans le cadre par exemple d'une séparation coordonnée des vecteurs d'excentricité/inclinaison, le maintien en position de satellites dans une fenêtre de tolérance en nombre plus élevé que celui qui est possible jusqu'ici devient possible. Par concentration des tâches de relèvement et de pilotage dans une station au sol et dans un satellite MASCOT, la coordination des opérations au sol qui demande du temps et qui est nécessaire pour un maintien en position de satellites d'utilisateurs différents dans une fenêtre de tolérance commune devient inutile, ainsi qu'une mise en harmonie des programmes de calcul.Le domaine des sources d'erreurs possibles est limité par une telle concentration des tâches. En outre, les manoeuvres globales sont effectuées de façon autonome à bord et surveillées à bord du satellite sélectionné. En évitant des phénomènes transitoires pendant le changement de mode de régulation de position et par un calcul et une correction autonomes à bord des impulsions Est/Ouest, la précision de i'exécution des manoeuvres Est/Ouest augmente et de ce fait la fréquence des manoeuvres de correction d'orbites relatives diminue. L'invention va maintenant être expliquée en détail dans ce qui suit au moyen de modes de réalisation préférés et en se référant aux dessins annexés dans lesquels: la figure 1 est une représentation schématique d'un essaim de satellites se trouvant dans une fenêtre de tolérance; la figure 2 est une représentation schématique d'un satellite sélectionné comprenant une géométrie de mesure et un mécanisme d'entraînement en rotation et de pivotement; la figure 3 est une représentation schématique de l'un des satellites de l'essaim comprenant un anneau à réflecteurs; la figure 4 est une vue en perspective simplifiée de la position d'un ellipse relative par rapport au satellite sélectionné de la figure 2; les figures 4A à 4C sont des vues diverses de l'ellipse relative de la figure 4; et la figure 5 est une représentation schématique d'un système automatique de régulation d'orbite relative. A la figure I, un essaim de satellites 1, 101 à 105, qui sont stabilisés par rotation ou stabilisés par rapport à trots axes mutuellement perpendiculaires, sont placés sur l'orbite géostationnaire 2 en étant positionnés dans une fenêtre de tolérance 20 qui leur a été attribuée. Tous les satellites 1 et 101 à 105 se déplacent sur des orbites géostationnaires proches les unes des autres, qui présentent les mêmes valeurs en différence des vecteurs d'excentricité/inclinaison de manière qu'il en découle une ellipse relative (figure 4) visible par une station au sol 30 sur la Terre 3 sans occultation. Parmi les satellites de l'essaim, on choisit au moins un satellite qui est par exemple le satellite 1 et on l'équipe d'un système additionnel de navigation relative embarqué. Pour des raisons de redondance, un autre satellite tel que le satellite 101 est équipé d'un système additionnel de navigation relative embarqué. Le satellite sélectionné 1 et l'autre satellite 101 prévu pour des raisons de redondance sont appelés satellites MASCOT. Pour déterminer les positions ou les vitesses relatives de chacun des autres satellites lOl à 105 par des mesures d'écart, angulaires (par exemple azimutales et en élévation) ou Doppler, on prévoit sur le satellite MASCOT sélectionné 1 une unité 11 fonctionnant dans une plage de fréquences optiques, par exemple un télémètre à diode laser ou autre par rapport à un système de coordonnées fixé pour un tel satellite MASCOT, unité qui fournit d'une façon avantageuse des données de mesure très précises. Mais on peut également installer à la place de cette dernière une unité de mesure à haute fréquence - non montrée - telle qu'un radar, un réseau radar piloté en phase ou autres. Grâce à un pilotage mis en oeuvre par un ordinateur embarqué sur le satellite sélectionné 1, on peut explorer la zone à surveiller s'étendant sur environ + 450 à partir du plan de l'orbite et sur 3600 dans le plan de l'orbite au moyen de l'unité de mesure optique ou d'une unité de mesure à haute fréquence, de manière que soient détectés tous les satellites 101 à 106 (voir figue 4) se trouvant dans cette zone. L'unité de mesure optique 11 est montée sur un mécanisme rotatif ou pivotant 111 et comprend une unité de visée à laser et une unité de balayage, qui comprend entre autres une optique émettrice et réceptrice, un miroir et des moteurs.Cette unité de mesure est en outre équipée d'un module - non représenté - qui permet une transmission des données, par exemple des données de manoeuvres de correction, vers les récepteurs de signaux des autres satellites 101 à 105 ou 106. Pour pouvoir différencier les satellites 101 à 105 ou 106 au cours d'une réception de valeurs de mesure, ces satellites sont équipés de transpondeurs. Ceux-ci réagissent aux impulsions envoyées par l'unité de mesure optique ou à haute fréquence 11 et émettent de leur côté un code de reconnaissance qui est envoyé au récepteur 112 du satellite MASCOT sélectionné 1. Pour utiliser l'unité de mesure optique 11, les satellites 101 à 105 ou 106 ont besoin d'un anneau de réflecteurs 100 monté sur la périphérie du satellite dans le plan de l'orbite, pour pouvoir renvoyer le faisceau laser vers l'unité de mesure (voir figure 3). Des systèmes de contrôle de position de type connu qui ne sont pas représentés compensent les erreurs de position des satellites. Tous les satellites 1, 101 à IOs ou 106 peuvent utiliser la station au sol 30 en dehors des phases de fonctionnement de routine, dans des cas d'urgence ou pendant des phases de positionnement de commandes de pilotage. Pour déterminer l'orbite relative d'ensemble de l'essaim de satellites 10 constitué par les satellites 101 à 105 ou 106, un ordinateur embarqué - non représenté - du satellite MASCOT sélectionné 1 comprend un filtre Kalman ou autre à peu d'emplacements de mémoire et fonctionnant séquentiellement. Il sert en outre à évaluer les erreurs de position qui ont une influence sur les mesures. Une propagation des orbites relatives s'effectue au moyen d'une forme intégrale des équations de Clohessy-Wiltshire (eiFCW) implémentée à bord du satellite MASCOT sélectionné 1, qui sont étendues depuis les termes dits de perturbation de pression solaire différentielle qui dépendent des rapports entre surface et masse des satellites qui sont différents, jusqu'à des termes de second ordre et des termes de manoeuvres de correction relatives. A la figure 5 est représenté schématiquement un système de régulation automatique d'orbite relative. Par exemple, en utilisant un système optique qui se présente sous la forme d'un télémètre à laser, on effectue de façon continue des mesures des positions relatives des satellites 101 à 105 ou 101 à 106 à partir du satellite MASCOT sélectionné 1 à l'aide de l'unité de mesure optique 11. On détermine alors par ces mesures les états relatifs précis, c'est-à-dire les positions relatives et les vitesses de tous les satellites 10I à 105 ou IO1 à 106 au moyen d'un filtre Kalman.Grâce à la comparaison qui suit de ces états relatifs instantanés avec des mouvements relatifs nominaux, qui sont déterminés conformément à une stratégie de séparation choisie, par exemple une séparation des vecteurs d'excentricité/inclinaison, et qui présentent des tolérances déterminées, on détermine si ces tolérances sont dépassées. Si cela est le cas, des manoeuvres de correction relatives optimales et leur point d'exécution dans le temps sont calculés à l'aide du procédé connu d'optimisation linéaire. Ce qui s'applique à chaque satellite est que la fonction de minimisation, c'est-à-dire la fonction cible, est fixée pour chaque satellite en tant que somme des impulsions de manoeuvre nécessaires à la correction du mouvement relatif qui correspondent à la consommation de combustible. Dans le même temps, de nombreuses conditions dites secondaires sont déterminées pour tous les satellites 101 à 105 ou 101 à 106, qui sont remplies pendant le calcul des impulsions de manoeuvre minimales en utilisant les équations étendues de Clohessy-Wiltshire. Les conditions secondaires comprennent les positions et les vitesses relatives nominales sans collision que l'on recherche ainsi que les conditions qui excluent un dépassant des écarts de sécurité minimaux déterminés à l'avance entre tous les satellites 1, 101 à 1o5 ou 101 à 106, la sortie de la zone de visibilité de l'unité de mesure de + 45 à partir du plan de l'orbite et de 3609 dans le plan de l'orbite, les zones temporelles et angulaires par rapport aux capteurs embarqués, dans lesquelles aucune manoeuvre de correction ne peut être exécutée en raison du type de construction des satellites, ainsi que la sortie de la fenêtre de tolérance pendant l'exécution des manoeuvres de correction relatives. A l'aide des manoeuvres de correction ainsi calculées, les satellites 101 à 105 ou 101 à 106 sont pilotés au moyen du système à buses de poussée habituellement présent, pour maintenir les satellites sur les orbites relatives qui leur ont été prescrites. REVENDICATIONS 1. Agencement pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites géostationnaires comprenant un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée de l'orbite géostationnaire, caractérisé en ce qu'au moins un satellite (1) sélectionné parmi l'essaim (1, 101 à 105; 101 à 106) comprend en outre un mécanisme d'entrainement en rotation et de pivotement (lit) et une fonction de pilotage mise en oeuvre à bord du satellite (1), au moyen desquels une unité de mesure (11) montée sur le mécanisme (111) et destinée à la mesure des données d'écart, angulaires ou Doppler, peut pivoter dans une plage d'environ + 45 hors du plan de l'orbite et sur 3600 dans le plan de l'orbite. 2. Agencement selon la revendication 1, caractérisé en ce que les satellites à piloter (1Q1 à 105; 101 à 106) de l'essaim sont chacun équipés d'un anneau de réflecteurs (100) avec des récepteurs de signaux et des émetteurs de codes intégrés sur leur périphérie et dans le plan de l'orbite, pour renvoyer à l'unité de mesure le signal de mesure envoyé par l'unité de mesure du satellite sélectionné ( 3. Agencement selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'un système automatique de régulation d'orbite relative est installé dans le satellite sélectionné (I), qui comprend, en dehors d'une forme intégrale et étendue des équations de Clohessy-Wiltshire permettant la détermination de l'orbite relative, un filtre Kalman fonctionnant séquent i el lement. 4. Procédé pour le maintien coordonné en position d'un essaim de satellites comprenant un certain nombre de satellites dans une zone commune limitée sur l'orbite géostationnaire, à l'aide d'un satellite (1) sélectionné dans l'essaim selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que a) les positions et les vitesses relatives précises de tous les autres satellites (101 à 105; 1OI à 106) sont déterminées au moyen du système de régulation automatique d'orbite relative à l'aide du filtre Kalman à partir de données de mesure d'écart, angulaires ou Doppler en relation avec le satellite sélectionné (I) et produites de façon continue; b) ensuite sont comparées les déterminations des positions et des vitesses relatives de tous les satellites à mouvements relatifs nominaux qui ont été fixés, y compris des tolérances prédéterminées conformément à la stratégie de séparation sélectionnée; c) dans le cas de dépassements des tolérances, les manoeuvres de correction relatives optimales et leurs points d'exécution dans le temps sont calculés à l'aide du procédé connu d'optimisation non linéaire et en utilisant les équations étendues de Clohessy-Wiltshire de manière que la somme des impulsions de manoeuvre nécessaires à la correction des mouvements relatifs soit nominale et que dans le même temps les nombreuses conditions secondaires pendant l'exécution des manoeuvres de correction relatives soient remplies, à savoir des conditions secondaires telles que le fait d'atteindre les positions et les vitesses nominales relatives recherchées, le fait d'éviter de dépasser les écarts de sécurité minimaux fixés entre tous les satellites, le maintien de la zone de visibilité de l'unité de mesure du satellite (1) sur environ s 45 à partir du plan de l'orbite et sur 360 > dans le plan de l'orbite, le maintien de la fenêtre de tolérance ainsi que l'exclusion de zones temporelles ou angulaires dans lesquelles aucune manoeuvre de correction ne pourrait être exécutée en rapport avec les capteurs embarqués; d) ensuite les manoeuvres de correction relatives sont transmises à tous les satellites (101 à 105; 101 à 10 6J et exécutées par ces derniers; et e) finalement, la succession d'ensemble des étapes a) à d) est répétée cycliquement en vue de la correction relative d'orbite. 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que f) un équilibrage automatique du circuit de régulation est effectué lors du changement de la régulation de position entre le mode normal (sans signal de capteur) et le mode de maintien en position (avec signal de capteur) pour éviter une altération d'une manoeuvre orbitale par des impulsions de régulation de position; g) des données de manoeuvres globales sont reçues, transformées de façon autonome à bord selon la séquence nécessaire, et exécutées et surveillées automatiquement par chaque satellite (101 à 105; 101 à 106); h) toutes les impulsions de régulation de position sont détectées et recalculées en impulsions équivalentes Est/Ouest, et la manoeuvre en court ou suivante est automatiquement corrigée de façon correspondante au moyen de l'ordinateur embarqué; et i) les étapes g) et h) sont répétées en cas de besoin.