Brevet FR2804520A1 — publié le 20010803

ALGORITHME DE MAINTIEN EN STATION D'UNE CONSTELLATION DE SATELLITES EN ORBITE TERRESTRE BASSE AVEC UN CONTROLE D'ALTITUDE ABSOLUE La présente invention se rapporte d'une façon générale aux systèmes de maintien en station et à des procédés destinés à commander des satellites en orbite, et plus particulièrement à un système et à un procédé de maintien en station d'une constellation de satellites en orbite terrestre basse (LEO) ayant un contrôle d'altitude absolu. La présentation qui suit compare deux stratégies de maintien en station d'une constellation en orbite terrestre basse, la première ôù un contrôle d'altitude relatif classique est exécuté et la seconde où un contrôle d'altitude absolu conforme aux principes de la présente invention est exécuté. Les stratégies sont étudiées en faisant référence uniquement au régime d'orbite terrestre basse car une perturbation de traînée atmosphérique mesurable est supposée exister. Le but est de déterminer l'algorithme de maintien en station de la constellation le plus simple opérationnellement utile pour une réalisation en prenant en compte des contraintes opérationnelles telles que les fenêtres de manoeuvre et les limites imposées aux durées d'allumage pour les manoeuvres ou delta V. Cette présentation implique uniquement des manoeuvres de maintien en station dans un plan, qui commandent l'altitude et l'argument de la latitude d'un satellite donné parmi une constellation. Des orbites presque circulaires sont prises par hypothèse. Le contrôle de l'excentricité est supposé être géré indépendamment. Ceci ne veut pas dire que le contrôle de l'excentricité n'est pas exécuté simultanément à ces manoeuvres, mais au contraire que le positionnement de la manoeuvre par rapport à un argument du périgée dans des buts de contrôle de l'excentricité ne sera pas étudié ici. D'une manière similaire, des perturbations en dehors du plan sont supposées être gérées indépendamment. Il s'agit d'hypothèses valides dans la constellation Globalstar développée par le cessionnaire de la présente invention. Contrôle absolu contre contrôle relatif. Une première référence intitulée "Stratégies de maintien en station pour des constellations de satellites" de Alain Lamy et Stéphane Pascal, Advances in the Astronautical Sciences, volume 84, American Astronautical Society, janvier 1993, stipule que "Le premier procédé pour le maintien en station de constellations, consiste à commander chaque satellite indépendamment des autres. Chaque satellite est maintenu dans une boîte centrée sur une position nominale, qui n'est affectée que par des perturbations moyennes. Lorsqu'une mise en phase avec d'autres satellites doit être pilotée, le mouvement moyen doit être le même pour tous les satellites dans la constellation... La constellation conserve ses propriétés au cours du temps. Le but de la stratégie de maintien en station relatif consiste à commander chaque satellite par rapport à une "constellation moyenne" construite à partir des positions réelles des satellites à chaque instant. Cette constellation moyenne doit - présenter les mêmes propriétés que la constellation nominale (propriétés de marche), - être la plus proche de tous les satellites pour minimiser le coût de la manoeuvre. L'idée du maintien en station relatif consiste à profiter des effets globaux des perturbations qui ne modifient pas le critère de visibilité..." Un contrôle absolu est nécessaire lorsque des exigences strictes pour la mise en phase des orbites avec la rotation de la terre existent, comme c'est le cas pour de nombreuses missions scientifiques. Le contrôle relatif est préféré lorsque de telles exigences ne sont pas imposées, dans le cas où au contraire, seule la relation entre les satellites est importante. Tel est le cas pour un réseau de satellites de communications en orbite terrestre basse où le pourcentage de couverture est le critère principal. Si une contrainte sur l'altitude est imposée sur une constellation en orbite terrestre basse (en raison de conditions d'obtention d'une licence, par exemple) alors qu'il n'existe pas de contraintes sur la mise en phase avec la terre, alors une situation unique apparaît. Dans ce cas, un contrôle absolu est nécessaire sur l'altitude de la constellation alors que le positionnement des satellites (argument de latitude) dans la constellation peut être maintenu en utilisant un contrôle relatif. Etant donné certaines contraintes opérationnelles réelles, telles que des ensembles finis limités de delta V de manoeuvre et les fenêtres de manoeuvre périodiques, on peut montrer qu'une stratégie de contrôle d'altitude absolu permet d'obtenir l'avantage de nécessiter moins de manoeuvres qu'une stratégie de contrôle d'altitude relatif sur la durée de vie du satellite. Cet avantage peut être obtenu sans aucune complexité supérieure de la réalisation de l'algorithme et peut être moins consommateur de calculs. Contrôle d'altitude relatif. Une seconde référence intitulée "Planification des manoeuvres automatiques pour l'entretien d'une géométrie d'une constellation de satellites", de Peter Brodsky, Lockheed Martin Space Mission Systems & Services, décrit un procédé de maintien en station d'une constellation dans lequel on utilise un contrôle relatif pour un maintien en station dans le plan et hors du plan. L'excentricité et l'argument du périgée ne sont pas pilotés selon ce principe. Ces éléments nécessitent des stratégies de manoeuvres séparées pour prendre en compte des écarts. Cette stratégie décrite prend pour hypothèse ce qui suit. (1) Les créneaux cibles des satellites (altitude et argument de latitude) sont obtenus à partir des positions moyennes des satellites réels et les écarts sont obtenus à partir de la différence de la position réelle et du créneau cible. Ceci est appelé écart par rapport à l'écart moyen. (2) L'altitude n'est pas maintenue constante. On laisse se produire une dégradation de l'altitude de la constellation due à la traînée atmosphérique pendant la durée de vie du système. L'algorithme ne tente pas de corriger ceci. (3) L'algorithme suit une loi de contrôle à contre- réaction. Les constantes de temps sont établies conformément à la longueur du cycle de maintien en station désirée. (4) Il existe une hypothèse de base dans l'algorithme du système de contrôle à contre-réaction selon laquelle la traînée agit presque également sur tous les satellites de la constellation. (5) Il n'y a pas de prise en considération du contrôle d'excentricité. Le contrôle de l'excentricité doit être géré séparément lors de la planification des manoeuvres. (6) I1 n'y a pas de prise en considération d'un ensemble minimum/maximum ou limité de longueurs d'impulsions discrètes pour les manoeuvres de maintien en station. La loi de commande permet une taille quelconque de delta V dans sa solution, si faible soit-il, indépendamment des contraintes du système physique ou de la complexité de la réalisation. (7) Chaque époque dans le temps comporte une solution de manoeuvre pour chaque satellite dans la constellation. Ceci signifie que même immédiatement après une manoeuvre exécutée, une solution pour une nouvelle manoeuvre peut être produite pour le même satellite. En outre, une manoeuvre isolée quelconque exécutée compromet la solution pour tous les autres satellites de la constellation, en nécessitant ainsi un nouveau calcul de toutes les autres manoeuvres. Un concepteur de système doit prendre des précautions contre un algorithme qui produit davantage de manoeuvres qu'il n'est nécessaire. Théoriquement, un tel système de contrôle à cbntre- réaction en boucle fermée pour le maintien en station pourrait réduire le terme de taux d'erreur à presque zéro. Ceci semblerait à première vue nécessiter uniquement un petit nombre de manoeuvres sur la durée de vie du satellite. Cependant, sans certaines limites sur les temps de manoeuvres, on n'aboutit pas en réalité à moins de manoeuvres, mais à un nombre infini de manoeuvres devenant de plus en plus petites en amplitude. Pour limiter ceci, les manoeuvres ne sont exécutées que lorsqu'il est nécessaire de rester dans une "boîte" de maintien en station. Bien que les deux stratégies de maintien en station soient techniquement similaires du point de vue complexité de réalisation, le contrôle d'altitude absolu offre certains avantages par rapport au contrôle d'altitude relatif. La présente invention traite cette stratégie de contrôle. En conséquence, il serait avantageux d'avoir un système ou un procédé de maintien en station d'une constellation de satellites en orbite terrestre basse ayant un contrôle d'altitude absolu. La présente invention fournit un algorithme de maintien en station d'une constellation de satellites pouvant être réalisé aisément et qui peut être mis en oeuvre en tant que système, procédure ou procédé pour maintenir la position relative entre des satellites d'une constellation de satellites en orbite terrestre basse avec un minimum de manoeuvres, tout en conservant l'altitude de la constellation malgré les effets d'une traînée atmosphérique. A titre d'exemple, des algorithmes de maintien en station de constellation de satellites à contrôle d'altitude absolu sont réalisés comme suit. Une pluralité de satellites sont chacun configurés avec un contrôleur, ou bien un contrôleur est prévu au sol au niveau d'une station au sol, lequel met en oeuvre un algorithme de contrôle d'altitude absolu. La pluralité de satellites est lancée dans une pluralité respective de créneaux d'une orbite terrestre basse. La position en orbite de chaque satellite est commandée en utilisant le contrôleur et un algorithme de contrôle d'altitude absolu de sorte que l'on laisse le satellite respectif dériver jusqu'à la limite ou près de la limite d'une boîte de position qui définit son créneau, et l'altitude du satellite est pilotée sélectivement à une altitude cible fixe, en utilisant par exemple un ou plusieurs propulseurs, pour inverser la dérive du satellite dans son créneau. Pendant un fonctionnement normal, la position en orbite de chaque satellite est commandée en utilisant uniquement une poussée dans le sens direct en utilisant les propulseurs. L'algorithme de maintien en station d'une constellation de satellites fait usage des perturbations de la traînée atmosphérique pour étendre le cycle de maintien en station du satellite dans la constellation en orbite terrestre basse, tout en simplifiant l'algorithme de mise en oeuvre et en exécutant des manoeuvres minimales. La présente invention fournit un algorithme simple opérationnellement utile qui réalise un maintien en station d'une constellation en orbite terrestre basse, en prenant en compte des contraintes opérationnelles telles que les fenêtres de manoeuvre et des durées d'allumage limitées pour les manoeuvres. Les algorithmes de maintien en station prennent en compte les exigences de manoeuvres de maintien en station réduites. Les algorithmes de maintien en station prévoient l'entretien de l'altitude de la constellation à un coût nul dans le cycle de manoeuvres. Les diverses caractéristiques et divers avantages de la présente invention peuvent être plus facilement compris en faisant référence à la description détaillée suivante, prise conjointement aux dessins annexés dans lesquels des références numériques identiques désignent des éléments structurels identiques, et dans lesquels Les figures 1 et 2 illustrent un algorithme de maintien en station de constellation à contrôle relatif sur une constellation fictive constituée de onze satellites. Les figures 3 et 4 sont des graphes qui illustrent l'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle relatif utilisant un contrôleur "par tout ou rien", Les figures 5, 6 et 7 sont des graphes qui illustrent un algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu conforme aux principes de la présente invention, Les figures 7 et 8 sont des graphes qui illustrent deux vitesses de décroissance pour l'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu, Les figures 9 et 10 sont des graphes qui illustrent deux vitesses de décroissance pour un cas de faible traînée (vitesse de décroissance d'orbite de 0,1 mètre par jour) pour l'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu, La figure 11 est un graphe qui illustre la hauteur en fonction de l'argument de l'écart de latitude pour le cas d'une faible traînée (vitesse de décroissance d'orbite de 0,1 mètre par jour) en utilisant l'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu, La figure 12 est un graphe qui illustre le profil du cycle de maintien en station en écart de demi grand axe moyen en fonction de l'argument d'un écart de latitude pour un satellite Globalstar caractéristique dans le cycle de maintien en station à contrôle d'altitude absolu, et La figure 13 est un organigramme qui illustre un exemple d'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu, conforme aux principes de la présente invention. Les figures 1 et 2 illustrent un algorithme de maintien en station de constellation à contrôle relatif classique sur une constellation fictive constituée de onze satellites. La -figure 1 est un graphe qui illustre l'écart d'altitude en fonction du temps, en utilisant un contrôle d'altitude relatif classique avec contre- réaction. La figure 2 est un graphe qui illustre l'écart ArgLat (argument de latitude) en fonction du temps en utilisant un contrôle d'altitude relatif classique avec contre-réaction. Initialement, chaque satellite est supposé être parfaitement dans son créneau respectif avec une dispersion égale en écart d'altitude entre vingt mètres en dessous de l'altitude moyenne et vingt mètres au- dessus de l'altitude moyenne. La traînée est supposée agir également sur tous les satellites en provoquant une réduction d'altitude de 1/3 mètre par jour. Ceci est une vitesse caractéristique pour un satellite en orbite terrestre basse au milieu du cycle solaire entre 1000 et 1500 kilomètres d'altitude. La loi de contrôle utilisée dans cet algorithme est un contrôleur à contre-réaction décrit par la référence de Brodsky, dans lequel les manoeuvres sont autorisées lorsque le satellite atteint la limite de sa "boîte" de station. Cet algorithme de maintien en station relatif classique produit une fréquence de manoeuvres de 1,7 manoeuvre par an par satellite. L'erreur d'altitude relative n'est pas réduite à zéro en raison du fait que les manoeuvres ne sont autorisées que lorsque le satellite atteint la limite de sa "boite" de station. Ainsi, l'équation de contre-réaction produit toujours une vitesse de dérive revenant vers le centre du créneau. De même, l'amplitude delta V de la solution de manoeuvre est différente pour chaque cas. De manière à minimiser le risque, il est souvent souhaitable de limiter le nombre des procédures qui sont utilisées dans les opérations à quelques-unes unes qui sont essayées et testées au cours du temps. En limitant la variabilité des procédures de commande, il y a moins de risque d'une commande incorrecte qui pourrait provoquer une anomalie qui interfère avec la mission du satellite ou même la perte du satellite. La mise en oeuvre de l'algorithme relatif classique implique la création d'un ensemble unique de commandes pour chaque manoeuvre (bien que la seule différence puisse être la durée d'allumage). De nombreuses autres contraintes opérationnelles peuvent être présentes. Celles-ci peuvent comprendre les contraintes de commande d'attitude restreignant les durées d'allumage, les durées d'allumage minimums dues aux problèmes d'efficacité des propulseurs, et la complexité de l'algorithme lorsqu'il est incorporé à un autre logiciel du système. Les figures 3 et 4 illustrent un algorithme de maintien en station de constellation à contrôle relatif classique sur la même constellation fictive constituée de onze satellites avec les mêmes conditions et hypothèses initiales que dans le cas présenté en faisant référence aux figures 1 et 2. Cependant, la loi de contrôle utilisée dans cet algorithme est celle d'un simple contrôleur "par tout ou rien" qui permet une dérive de chaque satellite jusqu'à la limite de sa "boîte" de position, puis pilote l'altitude jusqu'à vingt mètres au- dessus ou en dessous de l'altitude moyenne, comme il convient, pour inverser la dérive du satellite dans son créneau. L'algorithme de maintien en station relatif produit une fréquence de manoeuvres de 2,65 manoeuvres par an par satellite. Bien que le nombre de manoeuvres soit augmenté, le nombre de commandes requises est significativement réduit, dans ce cas à seulement deux, une pour augmenter l'altitude de 40 mètres, et une pour diminuer l'altitude à 40 mètres. Il existe cependant des hypothèses hardies dans cette proposition. Il est supposé ici que (1) il est possible de créer une seule commande pour tous les satellites de la constellation, qui lorsqu'elle est exécutée, conduit au même changement d'altitude d'orbite, et (2) la traînée atmosphérique agit également sur tous les satellites de la constellation. La seconde hypothèse, bien qu'elle ne soit pas nécessairement vraie, peut être approximativement vraie. La première hypothèse peut être difficile à appliquer lorsque l'on considère que des satellites qui sont identiques au point de vue conception et masse à vide présentent souvent des performances différentes des propulseurs en raison de pressions courantes dans le réservoir, de températures, et autres. En l'absence de ces hypothèses, un problème similaire à celui de la solution de contre-réaction de commande existe encore, dans lequel la durée de la manoeuvre varie pour chaque manoeuvre. Il existe de nombreux problèmes de réalisation qui apparaissent lorsque l'on essaie d'utiliser des algorithmes de contrôle d'altitude relatif classiques pour des opérations de satellites d'une constellation en orbite terrestre basse. Ceux-ci comprennent ce qui suit. (1) L'algorithme peut nécessiter une intégration avec un planificateur pour prendre en compte le fait que des manoeuvres sont habituellement autorisées uniquement lorsque les opérations normales en orbite existent, par exemple lorsque les angles du soleil sont en dessous d'une certaine valeur telle que les opérations normales en orbite fournissent suffisamment de lumière solaire aux panneaux solaires. (2) Du fait que la solution est un résultat de l'état de la constellation (le procédé d'établissement de moyenne), l'exécution d'une manoeuvre, ou la planification d'une telle manoeuvre modifie le résultat pour toutes les manoeuvres suivantes. Ceci conduit à un processus itératif qui prend du temps et consistant à réexécuter le logiciel de planification des manoeuvres. Toute réduction de complexité de ce processus serait une amélioration. (3) Le centre des opérations et de commande des vaisseaux spatiaux (SOCC) doit être défiant vis-à-vis des satellites "solitaires" qui se trouvent pris dans la moyenne de la solution, ce qui résulte éventuellement en davantage de manoeuvres qu'il n'en est réellement nécessaire. Ceci nécessite un traitement d'édition manuel dans une matrice de pondération pour obtenir la solution de manoeuvre minimale. (4) Le centre SOCC doit être défiant vis-à-vis du "bruit" dans les solutions de détermination d'orbites appliquées à l'algorithme de maintien en station de la constellation. (5) La solution doit prendre en compte la commande de l'excentricité au moins d'une manière simplifiée si une telle commande est nécessaire. (6) Certaines manoeuvres peuvent en réalité amener la constellation à une altitude inférieure. Ceci, de même que la décroissance naturelle de la constellation, conduira partiellement à un certain moment dans le futur (habituellement plusieurs années), à des problèmes concernant la licence permettant de fonctionner à une altitude inférieure. Les problèmes de réalisation supplémentaires qui peuvent apparaître en essayant d'utiliser des algorithmes de contrôle d'altitude relatif classiques pour des opérations de satellites d'une constellation en orbite terrestre basse comprennent ce qui suit (1) La solution peut nécessiter de prendre en compte le besoin opérationnel d'avoir des limites minimum/maximum sur la durée d'impulsion ou bien un ensemble limité de durées d'impulsions disponibles pour la planification des manoeuvres de maintien en station. Ces longueurs d'impulsions "discrètes" de même qu'une traînée différentielle observée, limitent la capacité à réduire à zéro l'écart d'altitude d'un satellite dans la constellation. (2) Une solution automatisée ne tolérera pas de "bruit" lors de la détermination de l'orbite, de plus d'environ 10 à 20 mètres. Les niveaux de bruit supérieurs à celui-ci engendreront des solutions de manoeuvres qui sont incorrectes et peuvent poser des problèmes de stabilité de l'algorithme. (3) La solution doit comprendre une détermination d'un emplacement d'allumage approprié dans l'orbite pour la manoeuvre de manière à conserver une commande d'excentricité établie. Contrôle d'altitude absolu. Une première manière de réduire la complexité du problème consiste à modifier l'algorithme de maintien en station de base en un algorithme où l'altitude est conservée. Une telle stratégie est mise en oeuvre par la présente invention et offre des avantages par rapport aux algorithmes de contrôle d'altitude relatif. Ces avantages comprennent ce qui suit. (1) Cycles de dérive prévisibles sur des satellites individuels. (2) Résultats dans un "profil" de cycle de dérive bien défini en altitude et argument d'écart de latitude. (3) Moins de variables dans la solution de contre- réaction pour la planification des manoeuvres, ce qui résulte en un calcul plus rapide. En particulier, l'altitude moyenne, calculée d'après les altitudes de tous les satellites de la constellation, est remplacée par une altitude cible fixe. Ceci réduit les instabilités potentielles dans un système à contre-réaction. Bien qu'il y ait encore un besoin de précision dans la détermination de l'orbite en ce qui concerne le demi grand axe, une erreur n'affectera dans ce cas que le satellite ayant des données bruyantes. Elle ne corrompra pas les solutions pour les satellites ayant de bonnes estimations du demi grand axe. (4) L'altitude est conservée pendant la durée de vie de la constellation. (S) Potentiellement, moins de manoeuvres sont nécessaires qu'avec l'algorithme de contrôle d'altitude relatif. Ceci résulte du cycle de dérive naturel du satellite lors de l'utilisation d'un algorithme à altitude fixe. Par exemple, ce cycle est en moyenne d'environ 200 jours pour une boîte de maintien en station de 1 pour un satellite de type Globalstar. (6) L'algorithme de contrôle d'altitude absolu, une fois établi, ne nécessite que l'utilisation d'un ensemble de propulseurs de type direct. Ceci simplifie les opérations et les exigences de conception. (7) L'algorithme de contrôle d'altitude absolu prend en compte la traînée atmosphérique (et en fait usage). Les avantages particuliers supplémentaires de L'algorithme de contrôle d'altitude absolu comprennent ce qui suit. (1) Comme l'altitude est conservée pendant la durée de vie de la constellation, la définition de l'orbite en vue du remplacement des satellites à venir est très bien définie. (2) Il évite des questions concernant l'attribution des licences sur l'altitude de la constellation. (3) Les manoeuvres de maintien en station suivront un "profil" familier qui devrait rendre les opérateurs confiants dans le plan de manoeuvres lorsqu'ils le voient généré. Les figures 5, 6 et 7 sont des graphes qui illustrent un exemple d'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu conforme aux principes de la présente invention. L'exemple d'algorithme de maintien en station d'une constellation utilise la même constellation fictive de onze satellites avec les mêmes conditions et hypothèses initiales que dans les cas précédents. La loi de commande utilisée dans l'algorithme de contrôle d'altitude absolu utilise un contrôleur qui permet une dérive de chaque satellite jusqu'à la limite de sa "boîte" de position, puis pilote l'altitude jusqu'à une altitude cible fixe, qui est une fonction de l'écart d'argument de latitude du créneau et de la vitesse de décroissance de l'orbite, pour inverser la dérive du satellite dans son créneau. Du fait que l'altitude "moyenne d'un cycle" reste en dessous de l'altitude cible de départ du cycle, il en résulte un cycle de dérive d'argument de latitude. Une fois établie dans le cycle de maintien en station, la limite arrière de la "boîte" n'est jamais atteinte avant que les effets de la traînée atmosphérique ne réduisent la vitesse de dérive négative à zéro et l'accélèrent ensuite dans le sens positif. Un premier avantage de l'algorithme de contrôle d'altitude absolu est un "profil" de cycle de dérive bien défini en altitude absolue et en écart d'argument de latitude relatif comme indiqué sur la figure 7. Ce profil donne une cible d'altitude claire pour la manoeuvre indépendamment de l'instant dans le cycle où doit avoir lieu la manoeuvre. Par exemple, si durant la fenêtre de manoeuvre suivante, le satellite n'est pas encore à la limite de sa "boîte", mais que le satellite dérivera au- delà de sa "boîte" avant la fenêtre de manoeuvre suivante, il est aisé de déterminer le changement d'altitude nécessaire pour manoeuvrer le satellite jusqu'au point optimum du profil de cycle de dérive pour renouveler le cycle. Du fait que le "profil" présente une certaine largeur (marge), il n'est pas nécessaire de propulser le satellite jusqu'à un point exact sur le profil mais uniquement à proximité. Ceci autorise les limites opérationnelles de durées d'impulsions auxquelles on a fait référence précédemment. L'altitude obtenue peut être au-dessus ou en dessous de la cible jusqu'à une moitié de la résolution de changement d'altitude. Un autre avantage de l'algorithme de contrôle d'altitude absolu est que, dans des opérations normales, seule une poussée dans le sens direct est nécessaire. Ceci simplifie les opérations et le logiciel de commande du maintien en station du fait que la logique pour déterminer si une manoeuvre devrait être directe ou rétrograde n'est plus nécessaire. Enfin, l'algorithme de contrôle d'altitude absolu fonctionne indépendamment de la vitesse de décroissance de l'orbite due à la traînée atmosphérique en ajustant l'altitude cible. Ceci est illustré sur les figures 7 et 8. Pour un cas de faible traînée (vitesse de décroissance de l'orbite de 1/10 mètre par jour), le nombre des manoeuvres est réduit à 1 manoeuvre par an par satellite pour une boîte de maintien en station de 1 par exemple. Ceci est représenté sur les figures 9 et 10. Le cycle de dérive des figures 9 et 10 a un aspect similaire aux graphes représentés sur les figures 7 et 8. La figure 11 est un graphe qui illustre la hauteur en fonction de l'écart d'argument de latitude dans le cas d'une faible traînée (vitesse de décroissance de l'orbite de 0,1 mètre par jour) en utilisant l'algorithme de maintien en station de constellation à contrôle d'altitude absolu. Une comparaison des caractéristiques principales des stratégies ou des procédés de contrôle d'altitude relatif et absolu est résumée dans le tableau suivant Procédé Contrôle d'altitude Contrôle d'altitude relatif absolu Manoeuvre 1,7 à 2,6 1,03 à 2,5 manoeuvres/satellite/an manoeuvres/satellite/an pour des satellites de type Globalstar Fréquence (dépend des limites de (dépend de la vitesse de durée d'alltmmge, du décroissance de l'orbite contrôleur de contre- et de la largeur de la réaction et de la largeur boîte de maintien en de la boîte de maintien en station) station) Algorithme de Complexe Complexe, mais avec moins réalisation de variables Altitude N'est pas conservée maintenue constante pendant la durée de vie du pendant la durée de vie satellite du satellite La figure 12 est un graphe qui illustre le "profil" du cycle de maintien en station pour un écart de demi grand axe moyen en fonction de l'écart d'argument de latitude pour un satellite de type Globalstar caractéristique. La courbe parabolique de la figure 12 illustre le "profil" nominal d'un satellite Globalstar dans son cycle de maintien en station. Sur la figure 12, le demi grand axe moyen de la constellation (qui est maintenu à une altitude fixe) est l'axe x (écart du demi grand axe = 0), l'écart d'argument de latitude ou de l'anomalie vraie est mesuré le long de l'axe x, les lignes verticales grasses représentent les limites de la boîte de maintien en station pour les satellites de type Globalstar, et si la courbe du cycle de maintien en station devait être décrite sous forme d'une parabole, (y = axe + b), le terme "a" serait fonction de la vitesse de décroissance de l'orbite due à la traînée atmosphérique. Pour un satellite de type Globalstar, le temps depuis le début du cycle (environ 35 mètres vers le haut et à un écart ArgLat de +1 degré) jusqu'à l'achèvement du cycle (environ 35 mètres vers le bas et à un écart ArgLat de +1 degré) est environ de 200 jours. Une fenêtre de manoeuvre de maintien en station est disponible tous les 50 jours environ. Lorsque le satellite a dérivé dans son cycle et passe du quadrant inférieur gauche au quadrant inférieur droit, il constitue alors un candidat pour une manoeuvre de maintien en station sur sa fenêtre de manoeuvre suivante. Celle-ci peut être déplacée jusqu'à 50 jours ou de seulement quelques jours. Si elle est déplacée de plusieurs semaines, elle sera alors proche de la limite de la boîte et sera effectuée jusqu'à un écart de demi grand axe d'environ +35 mètres. Si la fenêtre arrive plus tôt, par exemple, et que le satellite n'a dérivé que d'un écart ArgLat de 0,4 degré, il aura pour cible une manoeuvre à un écart de demi grand axe de +30 mètres environ. Le but est de rester sur le "profil" nominal pendant la période la plus longue avant que la manoeuvre suivante soit nécessaire. En gardant ce qui précède à l'esprit, et dans un but d'exhaustivité, la figure 13 est un organigramme qui illustre un exemple d'algorithme de maintien en station 1.0 d'une constellation de satellites, à contrôle d'altitude absolu conforme aux principes de la présente invention. L'algorithme de maintien en station d'une constellation de satellites 10 peut être réalisé sous forme d'un système 10, d'un contrôleur 10, d'un procédé 10 ou d'une procédure 10. L'exemple d'algorithme de maintien en station de constellation de satellites 10 est le suivant. Une pluralité de satellites ou une station au sol sont configurés en 11 avec un contrôleur qui met en oeuvre un algorithme de contrôle d'altitude absolu. La pluralité de satellites est lancée en 12 dans une pluralité respective de créneaux d'une orbite terrestre basse. La position en orbite de chaque satellite est commandée en 13 en utilisant le contrôleur et un algorithme de contrôle d'altitude absolu de sorte que le satellite respectif puisse dériver jusqu'à la limite ou près de la limite d'une boîte de position qui définit son créneau, et l'altitude du satellite est pilotée sélectivement à une altitude cible fixe, par exemple, en utilisant un ou plusieurs propulseurs, pour inverser la dérive du satellite dans son créneau. Dans des conditions de fonctionnement normal, la position en orbite de chaque satellite est commandée en 14 en utilisant uniquement une poussée dans le sens direct réalisée par les propulseurs. Ainsi, un algorithme de maintien en station de constellation de satellites en orbite terrestre basse amélioré présentant un contrôle d'altitude absolu a été décrit. On comprendra que les modes de réalisation décrits sont simplement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des applications des principes de la présente invention. Evidemment, de nombreux agencements et d'autres peuvent être facilement envisagés par l'homme de l'art sans s'écarter de la portée de l'invention. REVENDICATIONS 1. Système de maintien en station d'une constellation de satellites en orbite terrestre basse comprenant . une pluralité de satellites ou une station au sol configurés sélectivement avec un contrôleur qui met en oeuvre un algorithme de contrôle d'altitude absolu, lesquels satellites sont lancés dans une pluralité respective de créneaux d'une orbite terrestre basse, et dont les positions en orbite respectives sont commandées en utilisant le contrôleur configuré de façon sélective et un algorithme de contrôle d'altitude absolu, de sorte que chaque satellite respectif puisse dériver de façon adjacente à la limite d'une boîte de positionnement qui définit son créneau, et l'altitude de chaque satellite est pilotée sélectivement à une altitude cible fixe pour inverser la dérive du satellite dans son créneau. 2. Système selon la revendication 1, dans lequel l'altitude de chaque satellite est pilotée sélectivement sur l'altitude cible fixe en utilisant un ou plusieurs propulseurs. 3. Système selon la revendication 2 dans lequel, durant des conditions de fonctionnement normales, la position en orbite de chaque satellite est commandée en utilisant uniquement une poussée dans le sens direct réalisée par les propulseurs. 4. Système selon la revendication 1 dans lequel chaque satellite de la pluralité de satellites est configuré avec un contrôleur qui met en oeuvre l'algorithme de contrôle d'altitude absolu. 5. Système selon la revendication 1, dans lequel la station au sol est configurée avec un contrôleur qui met en oeuvre l'algorithme de contrôle d'altitude absolu. 6. Procédé de maintien de station d'une constellation de satellites comprenant les étapes consistant à configurer sélectivement (11) une pluralité de satellites ou une station au sol avec un contrôleur qui met en oeuvre un algorithme de contrôle d'altitude absolu, lancer la pluralité de satellites (12) dans une pluralité respective de créneaux d'une orbite terrestre basse, et commander la position en orbite de chaque satellite (13) en utilisant le contrôleur configuré sélectivement et un algorithme de contrôle d'altitude absolu, de sorte que chaque satellite respectif puisse dériver de façon adjacente à la limite d'une boîte de positionnement qui définit son créneau, et l'altitude du satellite est pilotée sélectivement à une altitude cible fixe afin d'inverser la dérive du satellite dans son créneau. 7. Procédé selon la revendication 6, dans lequel l'altitude de chaque satellite est pilotée sélectivement à l'altitude cible fixe en utilisant un ou plusieurs propulseurs. 8. Procédé selon 1a revendication 7 dans lequel, durant des conditions de fonctionnement normales, la position en orbite de chaque satellite est commandée en utilisant uniquement une poussée dans le sens direct (14) réalisée par les propulseurs. 9. Procédé selon la revendication 6, dans lequel chaque satellite de la pluralité de satellites est cônfiguré avec un contrôleur qui met en oeuvre l'algorithme de contrôle d'altitude absolu. 10. Procédé selon la revendication 6, dans lequel la station au sol est configurée avec un contrôleur qui met en oeuvre l'algorithme de contrôle d'altitude absolu.