Brevet FR3010806A1 — publié le 20150320

Procédé de détermination d'un profil d'attitudes d'un satellite ; Produit programme d'ordinateur associé L'invention a pour domaine celui des procédés de détermination d'un profil d'attitudes d'un satellite par rapport à un repère de référence le long d'une portion d'orbite du satellite, le satellite comportant : - un premier équipement présentant une première loi de fonctionnement dépendante d'un premier angle de pointage du premier équipement par rapport à un premier objet cible ; et, - un second équipement présentant une seconde loi de fonctionnement dépendante d'un second angle de pointage du second équipement par rapport à un second objet cible. Dans un mode de réalisation particulier d'un satellite connu, le premier équipement est une antenne de communication bord / sol et le second équipement est un ensemble de panneaux solaires. Le satellite embarque d'autres équipements, tels qu'un imageur dans le cas d'un satellite d'observation de la terre. L'agencement des équipements sur un satellite est contraint par plusieurs facteurs, comme la mission que doit réaliser le satellite, l'encombrement des différents équipements embarqués pour réaliser cette mission, la nécessité de ne pas utiliser d'équipement mobiles ou orientables par rapport au satellite, etc. Un satellite peut ainsi être équipé d'une antenne fixe, c'est-à-dire ne disposant pas de mécanisme d'orientation par rapport au bâti du satellite et d'un ensemble de panneaux solaires fixes, c'est-à-dire ne disposant pas de mécanisme d'orientation par rapport à un bâti du satellite. Dans le présent document, un premier angle de pointage est défini entre la direction principale de l'antenne et la direction entre le satellite et la station au sol. Un second angle de pointage est défini entre la direction normale aux panneaux solaires et la direction entre le satellite et le soleil. Le fonctionnement d'un satellite consiste à alterner des périodes de réalisation de mission et des périodes de servitude. Durant une période de réalisation de mission, par exemple d'acquisition d'image pour un satellite d'observation de la terre, l'attitude du satellite est choisie pour que son imageur soit orienté de manière à pointer vers la terre (pointage principal proche d'un pointage géocentrique, c'est-à-dire vers le centre de la terre). Puis l'attitude du satellite est légèrement modifiée en roulis et/ou en tangage (dépointage), afin de permettre à l'imageur d'observer une zone particulière de la surface de la terre. L'amplitude du dépointage est généralement au maximum d'environ 30°. Au cours d'une période de réalisation de mission, pour permettre le transfert vers une station au sol des images acquises par l'imageur, l'antenne de communication bord / sol doit être implantée sur le satellite du côté orienté vers la terre, tandis que pour permettre la recharge des batteries du satellite, tout en préservant une configuration symétrique du satellite et sans avoir le soleil dans le champ du vue de l'imageur, les panneaux solaires doivent être implantés de telle sorte que les cellules soient du côté orienté à l'opposé de la terre. Ainsi, en pratique, l'antenne de communication bord / sol et l'ensemble de panneaux solaires sont orientés à l'opposée l'un de l'autre. Plus généralement, l'aménagement du satellite, c'est-à-dire l'implantation des différents équipements sur le bâti du satellite, est contraint par les besoins en période de réalisation de mission. Une période de servitude a pour objectif de faire la transition entre deux périodes de réalisation de mission, c'est-à-dire deux séquences d'acquisition d'images pour un satellite d'observation de la terre, et de restaurer les capacités du satellite : recharge des batteries et communication avec une ou plusieurs stations au sol afin de vider tout ou partie de la mémoire de l'imageur des images acquises. Durant une période de servitude, le profil d'attitudes suivi par le satellite dépend du besoin identifié comme prioritaire. Si le besoin prioritaire est de vider la mémoire de l'imageur, le profil d'attitudes du satellite est tel que l'antenne de communication bord / sol pointe vers une station au sol ou tout au moins soit « visible » depuis la station au sol (cas d'un pointage géocentrique de l'antenne), en tout point de la portion de l'orbite suivi par le satellite. Le premier angle de pointage est par conséquent nulle en chaque point de la portion d'orbite considérée. Pour illustrer de façon quantitative cette situation, le graphe de la figure 3 représente l'évolution du second angle de pointage pour un satellite à une altitude de 700 km, sur une orbite héliosynchrone d'heure locale au noeud ascendant 13h, au moment du solstice d'hiver, au cours d'un passage du satellite au-dessus d'une station au sol située à une latitude de 70°, avec une élévation maximale de 45° en cours de ce passage. L'inconvénient de ce profil d'attitudes est que les panneaux solaires ne sont pas correctement orientés vers le soleil. Sur un quart du passage, les panneaux solaires ne reçoivent aucune lumière, le second angle de pointage étant supérieur à 90°. En moyenne, la puissance générée par l'ensemble des panneaux solaires sur un passage est inférieure de 50 % par rapport à un passage où le second angle de pointage est constamment nul. En variante, le profil d'attitudes du satellite est tel que l'antenne de communication bord / sol pointe vers le centre de la terre (pointage géocentrique de l'antenne). Cette situation, illustrée par le graphe de la figure 4, présente les mêmes inconvénients que la situation précédente : les panneaux solaires ne sont pas correctement orientés vers le soleil (l'angle de pointage est entre 50° et 75°). En moyenne, la puissance générée par l'ensemble des panneaux solaires sur un passage est inférieure de 55 % par rapport à un passage où le second angle de pointage est constamment nul. Il est à noter que la perte de puissance n'est pas directement proportionnelle à cet angle, mais au cosinus de cet angle. Ainsi, une perte de puissance de 55 % correspond à un dépointage moyen de 63°, ce qui est sensiblement le cas sur le graphe de la figure 4. De plus, l'antenne du satellite « voit » la station au sol avec un premier angle de pointage supérieur à 40°, localement supérieur à 60°. Par conséquent, la qualité de la liaison bord / sol peut en être altérée, ce qui peut occasionner une bande passante réduite, par rapport à ce qu'elle pourrait être si ce premier angle était plus proche de 0°. Si le besoin prioritaire est de recharger les batteries, le profil d'attitudes du satellite est tel que les panneaux solaires pointent vers le soleil en tout point de la portion d'orbite suivi par le satellite. Dans cette situation, le second angle de pointage est nul. Comme illustré par la figure 5, l'inconvénient de cette situation est de conduire à la perte de la liaison bord / sol. Par exemple, si un premier angle de pointage seuil au-delà duquel la liaison bord /sol est totalement perdue vaut environ 60°, près de la moitié du passage est perdu pour le transfert de données. Il y a donc un besoin pour un procédé de détermination d'un profil d'attitudes permettant de satisfaire les contraintes de pointage de plusieurs équipements d'un satellite. La présente invention a donc pour but de répondre à ce besoin. Pour cela l'invention a pour objet un procédé du type précité, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de calcul consistant à optimiser une attitude du satellite en chaque point de la portion d'orbite, compte tenu d'une première contrainte correspondant à la première loi de fonctionnement et à une seconde contrainte correspondant à la seconde loi de fonctionnement. Suivant les modes particuliers de réalisation, l'installation comporte une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles : - l'étape de calcul consiste à optimiser une fonction de contrainte résultant d'une combinaison pondérée d'un premier terme correspondant à la première contrainte et un second terme correspondant à la seconde contrainte. - le premier équipement est une antenne de communication bord / sol fixe, le premier angle de pointage étant un angle entre une direction principale de ladite antenne et une direction entre le satellite et une station au sol, en tant que premier objet cible. - la première loi est relative à un bilan de la transmission bord / sol, et le premier terme est constant entre 0° et un premier angle de pointage seuil. - le second équipement est un ensemble de panneaux solaires fixes, le second angle de pointage étant un angle entre une direction normale à une surface active des panneaux solaires et une direction entre le satellite et le soleil, en tant que second objet cible. - la seconde loi est relative à une efficacité dudit ensemble des panneaux solaires, et le second terme est maximum à 0° et décroissant jusqu'à un second angle de pointage seuil, de préférence égal à 90°. - la portion d'orbite correspond à une période de servitude du fonctionnement du satellite. - une fois le profil d'attitudes déterminé, le profil d'attitude est transmis au satellite pour réalisation. - l'optimisation de l'étape de calcul étant une optimisation paramétrique dans laquelle la fonction de contrainte dépend d'un paramètre constitué par un angle d'implantation entre la première direction de pointage du premier équipement et la seconde direction de pointage du second équipement, l'optimisation paramétrique permet d'obtenir une valeur optimale de l'angle d'implantation. L'invention a également pour objet un programme d'ordinateur, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité d'instructions qui, lorsqu'elles sont exécutées par un processeur, conduisent à la mise en oeuvre d'un procédé conforme au précédé précédent. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront plus clairement de la description détaillée qui va suivre, donnée à titre indicatif et nullement limitatif, et faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une représentation schématique d'un satellite d'observation de la terre ; - la figure 2 est une représentation schématique du satellite de la figure 1 en orbite autour de la terre ; - la figure 3 est un graphe représentant, selon l'art antérieur, le second angle de pointage, lorsque la qualité de la transmission bord / sol est prioritaire ; - la figure 4 est un graphe représentant, selon l'art antérieur, l'évolution des premier et second angles de pointage, lorsque l'attitude du satellite correspond à un pointage géocentrique ; - la figure 5 est un graphe, représentant, selon l'art antérieur, l'évolution du premier angle de pointage lorsque la recharge des batteries est prioritaire ; - la figure 6 est une représentation d'un calculateur de détermination d'un profil d'altitude ; - la figure 7 est une représentation, sous forme de blocs, du procédé de détermination d'un profil d'altitudes mis en oeuvre par le calculateur de la figure 6 ; et, - la figure 8 est un graphe représentant les évolutions des premier et second angles de pointage lorsque le satellite suit un profil d'attitudes calculé par le procédé de la figure 7. Dans le mode de réalisation qui va être maintenant décrit, un profil d'attitudes d'un satellite d'observation de la terre est optimisé dans le but de garantir une bonne qualité de la liaison bord / sol, tout en garantissant une bonne recharge des batteries au moyen de panneaux solaires. Sur les figures 1 et 2, le satellite 1 comporte un bâti 3 représenté schématiquement par un parallélépipède rectangle. Un repère orthonormé LRT est associé au centre de gravité G du satellite 1. En pointage géocentrique, l'axe L, de lacet, est orienté selon la direction reliant le centre T de la terre et le centre de gravité G du satellite; l'axe R, de roulis, est orienté selon la tangente à l'orbite 5 suivie par le satellite 1, l'orbite étant orientée dans le sens de la vitesse V du satellite (l'orbite possédant une certaine excentricité, la vitesse V ne se confond pas exactement avec la tangente à l'orbite 5) ; et l'axe T, de tangage, orthogonal au plan de l'orbite 5. Le satellite 1 à pour mission d'observer la terre. Pour ce faire il est équipé d'un imageur 7 pour l'acquisition d'images de zones de la surface de la terre. Durant une période de réalisation de mission, l'imageur 7 acquière des images, qui sont stockées dans une mémoire du satellite 1. Le satellite 1 est équipé d'un moyen d'émission / réception d'ondes radioélectriques comportant une antenne 9 pour la communication bord / sol avec des stations de base 11 réparties à la surface de la terre. L'antenne 9 est fixe par rapport au bâti du satellite 1. Elle se caractérise par une direction principale de fonctionnement, dite première direction de pointage A. Le moyen d'émission / réception est utilisé pour transmettre, vers une station de base 11 visible, les images stockées dans la mémoire de l'imageur 7, ces images ayant été acquises au cours de la ou des dernières périodes de réalisation de mission du satellite 1. La qualité de la transmission dépend d'un premier angle de pointage al entre une première direction de pointage A de l'antenne 9 du satellite 1 et une direction entre le satellite 1 et la station de base 11. Dans ce qui suit, la qualité de la transmission vaut 1 lorsque ce premier angle de pointage al est inférieur à un premier angle de pointage seuil alo valant par exemple 60°, et 0 lorsqu'il est supérieur ou égal à cet angle seuil. En variante, la qualité de la transmission en fonction du premier angle de pointage al est une fonction plus complexe. Le satellite 1 est également équipé de panneaux solaires 13, permettant de générer, à partir de la lumière solaire, une puissance électrique propre à recharger des batteries 15 du satellite 1. Les panneaux solaires 13 sont fixes par rapport au bâti du satellite 1. La surface active des panneaux solaires est une surface plane. L'efficacité des panneaux solaires 13 dépend d'un second angle de pointage a2 entre une direction normale N à la surface active des panneaux solaires 13 et une direction entre le satellite et le soleil S. Dans ce qui suit l'efficacité des panneaux solaires est une fonction continue entre la valeur 1 lorsque le second angle de pointage a2 est nul, et 0 lorsque cet angle a2 est supérieur ou égal à 90°, en valeur absolue. Le satellite 1 comporte des moyens 17 de modification de son attitude, c'est-à-dire de l'orientation du repère LRT par rapport à un repère de référence lié à la terre. Par exemple, ces moyens 17 comportent un ensemble d'actionneurs gyroscopiques dont l'activation permet l'orientation du satellite 1. Les moyens 17 comportent un calculateur propre à générer un signal de commande des actionneurs à partir d'une consigne d'attitude. Pour ce faire, le calculateur utilise un profil d'attitudes associant à chaque point P d'une portion d'orbite 5, une consigne d'attitude. Le profil d'attitudes à respecter pour une portion donnée de l'orbite 5 est déterminé au sol, puis transmis au satellite 1 au moyen d'une liaison sol / bord, pour être stocké dans la mémoire du satellite 1, en vue de son utilisation. Pour la détermination, au sol, d'un profil d'attitudes, un calculateur 20, figure 6, exécute les instructions d'un programme d'ordinateur 30 permettant la mise en oeuvre d'un procédé de détermination d'un profil d'attitudes du satellite. Le calculateur 20 comporte un moyen de calcul, tel qu'un processeur 22, des moyens de mémorisation, tels qu'une mémoire vive 24, une mémoire morte 25 et une base de données 26, un moyen d'interface homme / machine 28, tel qu'un écran et un clavier permettant à un utilisateur d'interagir lors de l'exécution du programme 30. Ces différents moyens sont connectés par un bus série. La base de données 26 comporte un ensemble de fonctions de contraintes élémentaires 32 ; une éphéméride 34 de la position P du satellite 1, de la position des stations de base 11 et de la position du soleil, en fonction du temps, dans le repère lié à la terre ; et une configuration 36 du satellite 1, en particulier un angle d'implantation [3 entre la direction normale N des panneaux 13 et la direction principale A de l'antenne 9. La mémoire morte 25 comporte les instructions du programme 30. Celui-ci comporte un module d'élaboration 42 d'une fonction de contrainte, un module de sélection 44 d'une portion de l'orbite, et un module de détermination 46 d'un profil d'attitudes du satellite 1. La mémoire vive 24 comporte également une fonction de contrainte 52 élaborée en sortie du module 42, une portion d'orbite 54 obtenue en sortie du module de sélection 44 et un profil d'attitudes 56 obtenu en sortie du module de détermination 46. Comme représenté en figure 7, le procédé 100 comporte la détermination du profil d'attitudes 56 du satellite 1 le long de la portion d'orbite 54, qui correspond à une période de servitude du satellite entre deux périodes de réalisation de mission. Le procédé débute par la sélection 110 d'une portion d'orbite à partir de l'éphéméride 32, entre un point initial P1 et un point final P2. La portion d'orbite 54 est échantillonnée spatialement. Un point de la portion d'orbite est référencé par la lettre P. Puis, dans une seconde étape 120, selon les caractéristiques et les besoins (éventuellement ponctuels) de la mission, une fonction de contrainte 52 est déterminée (automatiquement ou manuellement) à partir des fonctions de contrainte élémentaires 34. Par exemple une première contrainte hl correspondant à la loi de fonctionnement de l'antenne de communication bord / sol 9 et une seconde contrainte h2 correspondant à la loi de fonctionnement des panneaux solaires 13 sont retenues pour élaborer la fonction de contrainte 52. La fonction de contrainte 52 prend alors la forme de la somme pondérée suivante : hl(ai) + w.h2(a2) (1.) Le premier terme hl, quantifiant le bilan de liaison entre l'antenne et une station au sol dépend du premier angle de pointage ai . Le second terme h2 , quantifiant l'efficacité de fonctionnement des panneaux solaires, dépend du second angle de pointage a2. Les premier et deuxième termes de la fonction de contrainte ont des contributions relatives qui sont ajustées en choisissant la valeur du coefficient w. Lorsque w est choisi petit, le second terme de la fonction de contrainte est négligeable et le profil d'attitudes déterminé favorise la qualité de la liaison bord / sol, pour vider la mémoire du satellite. Lorsque w est choisi grand, le second terme de la fonction de contrainte est prépondérant et le profil d'attitudes déterminé favorisera la recharge des batteries 15 du satellite. En variante, des fonctions de contraintes élémentaires supplémentaires peuvent être ajoutées à la fonction de contrainte. En particulier, une fonction de contrainte élémentaire permettant de lisser le profil d'attitudes peut avantageusement être ajoutée. Cette fonction élémentaire est une fonction décroissante de la variation de l'attitude du satellite entre le point courant et le point précédent de l'orbite 5. Une fonction de contrainte élémentaire supplémentaire peut également viser à limiter les forts dépointages avec les attitudes imposées par la mission aux points initial P1 et final P2 de la portion d'orbite sur laquelle le profil d'attitudes est calculé. Pour cela, la fonction de contrainte élémentaire est une fonction décroissante de la variation de l'attitude du satellite entre le point courant P et les points P1 et P2. L'étape de calcul 130 consiste à déterminer l'attitude du satellite au point P, qui maximise la fonction de contrainte 52. Cette attitude optimale dépend des positions relatives du satellite 1 et de la station au sol 11 considérée, du satellite 1 et du soleil S, et de l'angle d'implantation R. Dans un mode de réalisation simple, l'étape 130 consiste à maintenir la station au sol 11 à l'intérieur d'un cône de « visibilité » caractéristique de l'antenne 9, cône d'axe l'axe principale A et de demi-angle au sommet le premier angle de pointage seuil aw Dans une première sous étape 122, l'attitude initiale du satellite 1 au point P de l'orbite 5 est telle que la direction N coïncide avec la direction satellite / soleil. Puis, dans une seconde sous étape 124, le premier angle de pointage al entre la direction principale A de l'antenne et la direction antenne / station au sol est déterminé. Lorsque la valeur de ce premier angle de pointage al est supérieure au demi- angle au sommet aw du cône de visibilité de l'antenne, dans une troisième sous étape 126, un axe de rotation U est défini comme le produit vectoriel entre la direction principale A et la direction satellite / la station au sol. Puis dans une quatrième sous étape 128, le repère TRL du satellite 1 subit une rotation autour de l'axe U d'un angle al -al 0. Cette rotation a pour effet de ramener la direction antenne / station au sol à l'intérieur du cône de visibilité de l'antenne, ou tout au moins sur la surface de ce cône. L'attitude du satellite ainsi calculée est associée au point P considéré en tant que consigne d'attitude au point P. Ce doublet est enregistré dans le profil d'attitudes 56. Les différentes sous étapes sont répétées pour chaque point P de la portion d'orbite sélectionnée 54, entre le point initial P1 et le point final P2 de celle-ci. Puis, dans une étape 140, le profil d'attitudes 56 calculé est transmis au satellite pour piloter son attitude entre les points P1 et P2. Le graphe de la figure 8, obtenu pour une simulation identique à celle des figures 3 à 5, représente l'évolution des premier et second angles de pointages en fonction de la position du satellite le long de la portion d'orbite sélectionné, le satellite suivant un profil d'attitudes résultant de la mise en oeuvre du procédé précédent. Des simulations d'une situation où la génération de puissance est maximisée tout en garantissant une bonne liaison bord / sol, permettent d'estimer que la puissance générée par l'ensemble des panneaux solaires sur un passage est inférieure de seulement 10 % à ce qu'elle est dans l'art antérieur dans une situation où seule la génération de puissance est prioritaire. Ainsi, le respect du bilan de liaison est garanti sur la portion d'orbite sélectionnée, tout en limitant au maximum l'impact de cette contrainte sur la puissance électrique que peuvent générer les panneaux solaires. De manière générale, en optimisant simultanément ces deux contraintes, le profil d'attitudes calculé permet au satellite, en chaque point de la portion d'orbite sélectionnée, d'être orienté de manière à maximiser la loi de fonctionnement du premier équipement et la loi de fonctionnement du second équipement. En variante, dans l'étape de calcul du profil d'attitudes, la fonction de contrainte étant dépendante d'un paramètre correspondant à l'angle d'implantation [3 entre la direction principale de l'antenne et la direction normale des panneaux solaires. L'optimisation paramétrique permet alors d'obtenir une valeur optimale pour cet angle d'implantation. Le satellite est alors fabriqué en implantant les premier et second équipements de manière à respecter la valeur optimale de l'angle d'implantation. Finalement, le procédé présenté ci-dessus permet de dimensionner le satellite en sachant qu'il permet d'établir une liaison bord / sol de bonne qualité, permettant de vider rapidement la mémoire d'un imageur, tout en ayant une bonne capacité de recharge des batteries. En particulier, il ne sera pas nécessaire de surdimensionner les panneaux solaires ou les batteries pour que le satellite puisse générer suffisamment d'énergie électrique pour effectuer les missions pour lesquelles il est destiné. Alors que dans le précédent exposé l'éphéméride n'est pas modifiée, en variante, la position du satellite peut être recalculée en fonction des résultats du processus d'optimisation, en particulier pour rechercher un meilleur maximum à la fonction de coût. REVENDICATIONS1.- Procédé (100) de détermination d'un profil d'attitudes (56) d'un satellite (1) par rapport à un repère de référence le long d'une portion d'orbite (54) du satellite, ledit satellite comportant : - un premier équipement (9) présentant une première loi de fonctionnement dépendante d'un premier angle de pointage (al) du premier équipement par rapport à un premier objet cible ; - un second équipement (13) présentant une seconde loi de fonctionnement dépendante d'un second angle de pointage (a2) du second équipement par rapport à un second objet cible, caractérisé en ce qu'il comporte une étape de calcul (130) consistant à optimiser une attitude du satellite en chaque point (P) de ladite portion d'orbite, compte tenu d'une première contrainte correspondant à la première loi de fonctionnement et à une seconde contrainte correspondant à la seconde loi de fonctionnement. 2.- Procédé selon la revendication 1, dans lequel ladite étape de calcul (130) consiste à optimiser une fonction de contrainte (52) résultant d'une combinaison pondérée d'un premier terme (hl) correspondant à la première contrainte et un second terme (h2) correspondant à la seconde contrainte. 3.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le premier équipement est une antenne de communication bord / sol (9) fixe, le premier angle de pointage (al) étant un angle entre une direction principale de ladite antenne et une direction entre le satellite (1) et une station au sol (11), en tant que premier objet cible. 4.- Procédé selon la revendication 3, dans lequel la première loi est relative à un bilan de la transmission bord / sol, et le premier terme (hl ) est constant entre 0° et un premier angle de pointage seuil (a10). 5.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le second équipement est un ensemble de panneaux solaires (13) fixes, le second angle de pointage (a2) étant un angle entre une direction normale à une surface active desdites panneaux solaires et une direction entre le satellite (1) et le soleil (S), en tant que second objet cible. 6.- Procédé selon la revendication 5, dans lequel la seconde loi est relative à une efficacité dudit ensemble des panneaux solaires (13), et le second terme (h2) estmaximum à 0° et décroissant jusqu'à un second angle de pointage seuil (a2), de préférence égal à 90°. 7.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ladite portion d'orbite (54) correspond à une période de servitude du fonctionnement du satellite (1). 8.- Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une fois le profil d'attitudes (56) déterminé, le profil d'attitude est transmis (140) au satellite pour réalisation. 9.- Procédé selon l'une quelconque des revendications 2 à 8, dans lequel, l'optimisation de l'étape de calcul (130) étant une optimisation paramétrique dans laquelle la fonction de contrainte dépend d'un paramètre constitué par un angle d'implantation (6) entre la première direction de pointage du premier équipement et la seconde direction de pointage du second équipement, l'optimisation paramétrique permet d'obtenir une valeur optimale de l'angle d'implantation. 10.- Produit programme d'ordinateur, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité d'instructions qui, lorsqu'elles sont exécutées par un processeur, conduisent à la mise en oeuvre d'un procédé conforme à l'une quelconque des revendications 1 à 9.