Brevet FR3032181A1 — publié le 20160805

Procédé d'utilisation d'un satellite agile d'observation, procédé de détermination d'un plan de mission et satellite associé L'invention concerne les procédés d'utilisation des satellites agiles d'observation de la surface d'un corps céleste, tel que la Terre, du type comportant : une plateforme, à laquelle est associé un repère X, Y, Z; des moyens d'alimentation en puissance électrique, comportant au moins un panneau solaire et des batteries rechargeables ; une chaîne d'acquisition, comportant un instrument d'observation solidaire de la plateforme et fixe par rapport à celle-ci et une électronique d'acquisition des données de prise de vue; une chaîne de communication, pour transmettre vers le sol des données de prise de vue ; un système de contrôle d'attitude, ayant un ensemble d'actionneurs gyroscopiques, apte à manoeuvrer le satellite en roulis, en tangage, et/ou en lacet par rapport à un repère orbital local X0, Y0, Zo, depuis une position angulaire initiale vers une position angulaire finale ; et, un calculateur principal propre à générer des commandes vers le système de contrôle d'attitude du satellite et les chaînes d'acquisition et de communication. Les missions spatiales d'observation de la Terre sont de plus en plus contraignantes au sens où l'on cherche à maximiser le nombre de prises de vue d'une même zone au sol, afin par exemple d'obtenir des images en trois dimensions de la zone observée avec une très grande résolution. Pour réaliser successivement plusieurs prises de vue d'une même zone au sol, il est nécessaire de pouvoir basculer rapidement l'axe de visée de l'instrument d'observation, afin de compenser, entre deux prises de vue, le défilement du satellite par rapport au sol. C'est le système de contrôle d'attitude du satellite qui est commandé de manière à appliquer un couple adapté propre à modifier l'orientation du satellite par rapport à un repère orbital local, et, par conséquent, celle de l'instrument d'observation. Pour augmenter la capacité de manoeuvre du satellite, on cherche, d'une part, à augmenter les couples fournis par le système de contrôle d'attitude, et, d'autre part, à diminuer les moments d'inertie du satellite. Il est ainsi connu d'utiliser un système de contrôle d'attitude comportant des actionneurs gyroscopiques, qui permettent de générer des couples adaptés, tout en présentant une masse et une consommation d'énergie limitées. Il est également connu d'utiliser des panneaux solaires présentant une extension radiale réduite pour réduire le moment d'inertie du satellite. Après une manoeuvre de basculement, il est nécessite d'attendre la stabilisation de l'axe de visée de "instrument d'observation, afin de procéder à une prise de vue de la zone d'intérêt en bénéficiant de la résolution nominale de l'instrument d'observation. On cherche à réduire la durée de tranquillisation après une manoeuvre de manière à pouvoir enchainer le plus rapidement possible les prises en vue. Pour cela, il a été proposé d'utiliser des panneaux solaires rigides et fixes par rapport à la plateforme. Cependant, le positionnement de l'instrument d'observation sur la plateforme imposant celui des panneaux solaires, ces derniers sont positionnés de sorte que la normale N à la surface active moyenne des panneaux solaires soit sensiblement orientée à 180°de l'axe de visée de l'instrument d'observation. Pour le cas d'un satellite dont les panneaux solaires sont mobiles par rapport à la plateforme, il est connu, par exemple par la demande de brevet FR 2 932 163, de commander le pointage des panneaux solaires vers le soleil tout en modifiant l'attitude du satellite en roulis, en tangage et/ou en lacet pour pointer l'axe de visée de l'instrument d'observation vers une zone d'intérêt à observer. Mais, une telle indépendance entre l'orientation des panneaux solaires et celle de l'instrument d'observation n'existe plus dans le cas d'un satellite agile dans lequel les panneaux solaires sont rigidement fixés à la plateforme du satellite et ont une orientation prédéterminée par rapport à l'axe de visée de l'instrument d'observation. Toute manoeuvre du satellite modifie simultanément la direction dans laquelle pointe l'axe de visée de l'instrument d'observation et celle dans laquelle pointe la normale de la surface active moyenne des panneaux solaires. Or, la consommation énergétique d'un satellite agile est importante. Elle l'est non seulement à cause de l'utilisation des actionneurs gyroscopiques pour effectuer une manoeuvre entre deux prises de vue (environ 80 Watts), mais surtout en raison de la consommation élevée de la chaîne d'acquisition des prises de vue (200 Watts environ par prise de vue), ainsi que la chaîne de communication pour la transmission des prises de vue vers le sol (environ 200 Watts par prise de vue). Les consommations importantes de la chaîne d'acquisition et de la chaîne de communication sont dues à l'utilisation d'instruments d'observation de plus en plus performants, qui présentent des résolutions nominales élevées. Il s'en suit une augmentation de la taille d'un fichier de données correspondant à une prise de vue. La perte d'un degré de liberté entre l'orientation des panneaux solidaires et celle de l'instrument d'observation conduit donc à des problèmes liés à la recharge des batteries pour permettre au satellite d'effectuer sa mission, en particulier, d'acquérir, au cours d'un passage au-dessus d'une zone d'intérêt, un nombre élevé de prises de vue de cette zone en bénéficiant de la résolution nominale de l'instrument d'observation. A cet effet l'invention a pour objet un procédé d'utilisation d'un satellite agile du type précité, caractérisé en ce qu'il comporte successivement, au cours d'une révolution autour du corps céleste une phase dédiée à une recharge des moyens d'alimentation en puissance électrique, et une phase dédiée à une acquisition d'une pluralité de prises de vue de la zone d'intérêt, conformément à un plan de mission. De préférence, la phase d'acquisition suit immédiatement la phase de recharge. De préférence encore, le procédé comporte, après la phase d'acquisition de prises de vue, une phase dédiée de transmission des données des prises de vue vers une station au sol. De préférence, dans la phase de recharge, une attitude du satellite est telle qu'un flux de rayonnement solaire incident sur les panneaux solaires est maximal, de manière à ce que la charge des moyens soit maximale avant l'exécution de la phase d'acquisition. L'invention a également pour objet un procédé d'élaboration d'un plan de mission, caractérisé en ce qu'il consiste à: fournir une zone d'intérêt à la surface du corps céleste ; déterminer une portion d'orbite d'acquisition en tout point de laquelle ladite zone est observable par le satellite, et une portion d'orbite de recharge dédiée à la recharge des batteries ; déterminer une charge des moyens d'alimentation en puissance électrique à l'issue d'une phase de recharge le long de la portion d'orbite de recharge ; déterminer une consommation totale d'acquisition associée à l'acquisition d'un nombre de prises de vue durant une phase d'acquisition ; et, comparer la consommation totale d'acquisition avec la charge ; et, si la consommation totale est supérieure à la charge, réduire le nombre de prises de vue d'une unité et itérer l'étape de détermination de la consommation totale d'acquisition et de comparaison avec la charge ; dès que la consommation totale est inférieure à la charge, générer un plan de mission comportant les informations associées au nombre final de prises de vue. De préférence, l'étape préalable d'élaboration d'un plan de mission consiste, en outre, dès que la consommation totale est inférieure à la charge : déterminer une consommation totale de transmission associée à la transmission des données de prises de vue durant une phase de transmission ; comparer la consommation totale, résultant de l'addition de la consommation totale d'acquisition et de la consommation totale de transmission avec la charge ; et, si la consommation totale est supérieure à la charge, réduire le nombre de prises de vue d'une unité et itérer l'étape de détermination de la consommation totale d'acquisition, l'étape de détermination de la consommation totale de transmission, et celle de comparaison de la consommation totale avec la charge ; dès que la consommation totale est inférieure à la charge, générer un plan de mission comportant les informations associées au nombre final de prises de vue. De préférence, un plan de mission comporte, pour chaque prise de vue à réaliser : une attitude Qk du satellite lors de la prise de vue ; un instant tk de fin de manoeuvre ; un instant t'k de début de la prise de vue ; et, un instant t"k de fin de la prise de vue. De préférence encore, la durée entre les instants tk et t'k est supérieure à une durée seuil de tranquillisation D1 caractéristique du satellite. De préférence, la durée entre les instants t"k et tk+1 est supérieure à une durée seuil de manoeuvre caractéristique du satellite. L'invention a également pour objet un satellite du type précité, caractérisé en ce que le calculateur principal est programmé pour réaliser un plan de mission élaboré conformément au procédé de détermination précédent, pour la mise en oeuvre du procédé d'utilisation ci-dessus. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation, donné uniquement à titre d'exemple illustratif et non limitatif, cette description étant faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels : - la Figure 1 est une vue schématique d'un satellite d'observation selon l'invention ; - la figure 2 est une représentation sous forme de blocs des systèmes constitutifs du satellite de la figure 1 ; - la Figure 3 est une vue des différentes phases d'utilisation du satellite des figures 1 et 2, conformément au procédé selon l'invention ; - la Figure 4 est un ordinogramme détaillant les étapes des phases de la figure 3; et, - la Figure 5 est un ordinogramme détaillant l'étape d'élaboration d'un plan de mission conduisant aux phases de la figure 3. Les figures 1 et 2 représentent un satellite agile d'observation 10. Le satellite 10 est destiné à être placé sur une orbite 0 autour de la Terre, de préférence une orbite polaire héliosynchrone. Le satellite 10 comporte une plateforme 20. Un repère orthogonal X, Y, Z est associé à la plateforme. Ce repère est par exemple attaché au centre de gravité G du satellite. A chaque point de l'orbite est associé un repère orbital local XoYoZo, tel que l'axe YO corresponde à la tangente à l'orbite 0, que l'axe ZO soit orthogonal à l'axe YO dans le plan de l'orbite 0, et que l'axe XO soit orthogonal au plan de l'orbite et à l'axe YO. De manière générale, une attitude du satellite 10 à un instant donné est représentée indifféremment par un quaternion d'attitude Q ou une position angulaire. La position angulaire est donnée par un triplet (g), 0, tp) correspondant à l'angle de roulis cp, l'angle de tangage 0, et l'angle de lacet Lp du trièdre XYZ par rapport au trièdre X0Y0Z0. Le satellite 10 comporte une chaîne d'acquisition 23, qui comporte un instrument d'observation 24, propre à effectuer des prises de vue, de préférence dans le domaine optique, et une électronique d'acquisition 25 propre à collecter, traiter et mémoriser les données correspondant à une prise de vue générées par l'instrument d'observation. L'instrument d'observation 24 est solidaire de la plateforme 20. Il est fixe par rapport au repère X, Y, Z. L'instrument d'observation 24 est positionné relativement à la plateforme 20 de sorte que son axe de visée soit parallèle et dans le même sens que l'axe Z. L'électronique d'acquisition 25 est propre à compresser en temps réel les données de chaque prise de vue, et à stocker les données compressées dans une mémoire de masse de l'électronique d'acquisition. La chaîne d'acquisition 23 est propre à recevoir des commandes d'un calculateur principal 50 pour le déclenchement d'une prise de vue, le vidage de la mémoire de masse, etc. Le satellite 10 comporte une chaîne de communication 27 permettant la communication bidirectionnelle d'un flux de données entre le satellite 10 et une station 12 (figure 3), située au sol et en visibilité du satellite 10. La chaîne de communication 27 comporte un module d'émission/réception 28 et une antenne 29. La chaîne de transmission 27 permet le transfert des données de prise de vue, stockées dans la mémoire de masse de l'électronique d'acquisition 25 vers la station 12. La chaîne de transmission permet également la réception d'un plan de mission P. La chaîne de communication 27 est propre à recevoir des commandes du calculateur principal 50 pour établir une liaison avec une station au sol, initier une procédure de transfert de données du satellite vers la station au sol, etc. Le satellite 10 comporte des moyens 30 d'alimentation en puissance électrique des différents systèmes du satellite. Les moyens 30 comportent des batteries rechargeables 31 et des panneaux solaires 32 de recharge des batteries 31. Les panneaux solaires 32 sont solidaires de la plateforme 20 et fixes par rapport au repère X, Y, Z. Ils sont positionnés sur la plateforme 20 de sorte que la normale N à la surface active moyenne des panneaux 32, c'est-à-dire la surface propre à capter les rayons solaires pour générer une puissance électrique, soit parallèle à l'axe Z, mais orienté dans le sens opposé. La normale N des panneaux solaires 32 est donc orientée à 180° par rapport à l'axe de visée de l'instrument d 'observation 24. Les panneaux solaires 32 présentent avantageusement une extension radiale réduite autour de l'axe Z. De tels panneaux solaires compacts permettent de diminuer le moment d'inertie du satellite 10 autour de l'axe Z. La puissance générée par les panneaux solaires 32 assure la recharge des batteries 31. La charge des batteries 31 doit garantir l'autonomie du satellite 10. Les moyens 30 d'alimentation en puissance électrique sont propres à recevoir des commandes du calculateur principal 50, pour passer d'un mode de fonctionnement en recharge vers un mode de fonctionnement en source de courant électrique, etc. Le satellite 10 comporte un système de contrôle d'attitude 40. Le système 40 comporte une pluralité d'actionneurs gyroscopiques 42 un senseur stellaire 44 et un module de pilotage 46. Dans le mode de réalisation envisagé, le système 40 comprend un ensemble de quatre actionneurs gyroscopiques 42 montés en grappe. Le senseur stellaire 44 est propre à déterminer, avec une grande précision, l'attitude instantanée du satellite 10. Les actionneurs gyroscopiques 42 et le senseur stellaire 44 sont configurés pour assurer une agilité et une précision de pointage élevées, permettant au satellite 10 d'exécuter sa mission. Le module de pilotage 46, connecté aux actionneurs 42 et au senseur stellaire 44, est propre, à partir de la donnée d'une altitude cible, à modifier l'attitude du satellite 10 pour qu'il atteigne l'attitude cible. Pour effectuer une telle modification d'attitude, le système de contrôle d'attitude 40 reçoit des commandes du calculateur principal 50, chaque commande comportant une attitude cible. D'autres variantes de réalisation du système de contrôle d'attitude peuvent être envisagées, notamment comportant d'autres senseurs stellaires et/ou une centrale inertielle. Le satellite 10 comporte un calculateur principal 50 propre à générer et à appliquer des commandes à la chaîne d'acquisition 22, à la chaîne de communication 27, au moyen d'alimentation 30, et au système de contrôle d'attitude 40. Le calculateur 50 est propre à calculer, pour une manoeuvre M permettant de passer d'une attitude de départ, définie par un quaternion initial Qi, à une attitude d'arrivée, définie par un quaternion final Qf, une trajectoire T en attitude et à échantillonner cette trajectoire T (par exemple à une fréquence de 8Hz) pour obtenir une pluralité d'attitudes cible, servant à générer autant de commandes à destination du système de contrôle d'attitude 40. La Figure 3 représente les différentes phases du procédé d'utilisation 200 du satellite 10, qui sont réalisées au cours d'une révolution autour de la Terre T, suivant une orbite O. La Figure 4 représente un ordinogramme décrivant les différentes étapes mises en oeuvre au cours de ces différentes phases. Au cours d'une révolution sur l'orbite 0, le procédé d'utilisation du satellite 10 prévoit successivement une phase 210 de recharge des batteries, suivie d'une phase 220 d'acquisition de prises de vue, elle-même éventuellement suivie d'une phase 230 de communication avec le sol. Dans la première phase 210 de recharge des batteries 31, le satellite 10 est commandé en attitude de telle sorte que les panneaux 32 soient orientés vers le soleil S. Au début de la phase 210, durant l'étape 212, le satellite est manoeuvré, entre les instants ts et tci, pour être placé dans l'attitude de pointage des panneaux solaires vers le soleil, définie par le quaternion Qs. L'attitude Qs, est telle que, durant l'étape 214 de recharge proprement dite, le flux de rayonnement solaire incident est sensiblement perpendiculaire aux surfaces actives des panneaux, c'est-à-dire sensiblement parallèle à la normale N mais en sens inverse. Avec cette attitude Qs, constante pendant toute l'étape 214, est recherchée une efficacité maximale des panneaux solaires, c'est-à-dire une génération maximale de puissance électrique. Il n'y a pas d'acquisition de prise de vue durant cette phase de recharge des batteries. Cette phase est donc avantageusement réalisée sur une portion de l'orbite 0 au-dessus d'une surface de la Terre présentant peu d'intérêt en termes d'observation. Dans le mode de réalisation de la figure 2, il s'agit de la portion de l'orbite 0 située au-dessus de l'équateur éclairé. Durant l'étape 214, les batteries sont rechargées, depuis une charge minimale Ci, au début de l'étape 214, à l'instant tci, jusqu'à une charge maximale Cf, à la fin de l'étape 214, à l'instant tcf. A la fin de la phase 210, au cours de l'étape 216, le satellite 10 est manoeuvré pour passer de l'attitude de pointage des panneaux solaires vers le soleil, définie par le quaternion Qs à l'instant tcf, vers une attitude de référence, définie par le quaternion QO, à l'instant tO. L'attitude de référence correspond à un pointage géocentrique du satellite. L'attitude de référence est dénommée GAP (pour « Geometric Accuracy Pointing » en anglais). A l'instant tO, la phase 220 d'acquisition débute. Dans la phase 220, le satellite 10 exécute un plan de mission P. La manière d'élaborer le plan de mission sera décrite en détail ci-dessous, en référence à la figure 5. L'exécution du plan de mission P conduit à l'acquisition d'une séquence de n prises de vue, différentes en termes d'angle de vue, d'une même zone Z au sol. Le plan de mission P comporte, pour chaque prise de vue k: - un quaternion Qk de prise de vue ; - un instant tk d'arrivée dans l'attitude Qk; - un instant t'k de début de prise de vue par l'instrument d'observation ; - un instant t"k de fin de prise de vue par l'instrument d'observation. A l'étape 222k, entre l'instant t"k-1 d'une prise de vue précédente et l'instant tk d'une prise de vue courante, une manoeuvre Mk est réalisée pour modifier l'attitude du satellite 10 pour le basculer depuis le quaternion Qk-1, requis pour la prise de vue précédente k-1, vers le quaternion Qk, requis pour la prise de vue courante k. Puis à l'étape 224k, on attend la tranquillisation du satellite 10. La durée entre les instants tk et t'k est supérieure ou égale à une première durée seuil D1 de stabilisation de l'axe de visée de l'instrument d'observation 24. Enfin à l'étape 226k, la prise de vue k est réalisée. La durée entre les instants t'k et t"k est la durée nécessaire pour l'acquisition d'une prise de vue. Elle dépend des caractéristiques de l'instrument d'observation et la nature de la prise de vue à effectuer, ainsi que d'autres paramètres liés par exemple à la vitesse du satellite 10 lors de la prise de vue. Ainsi, la première manoeuvre M1 permet de basculer le satellite de l'attitude de référence QO vers l'attitude Q1, de manière à atteindre cette attitude à l'instant t1, et pouvoir ensuite acquérir une première prise de vue. Pour ce faire, le calculateur 50 détermine une première trajectoire Ti pour passer de QO à Q1, puis échantillonne cette trajectoire à la fréquence d'échantillonnage du système de commande d'attitude (par exemple de 8 Hz) pour obtenir une série d'attitudes de cibles, à partir desquelles le calculateur 50 commande le système de commande d'attitude. Est réalisée à bord du satellite, une estimation gyrostellaire en quasi temps réel de l'écart d'une attitude cible avec l'attitude instantanée effectivement observée à la fin de chaque période d'échantillonnage grâce aux gyromètres et au senseur stellaire. Une fois le satellite dans l'attitude Q1 et après une durée de tranquillisation prédéterminée, la première prise de vue est réalisée entre les instants t'1 et t"1. A l'instant t"1 le satellite se trouve dans l'attitude Q1. Est ensuite exécutée la seconde manoeuvre M2 qui consiste à basculer le satellite 10 de l'attitude Q1 vers l'attitude Q2, pour atteindre cette attitude à l'instant t2. Pour ce faire, une seconde trajectoire T2 est déterminée, puis échantillonnée pour obtenir une série d'attitudes cibles pour la commande du système de contrôle d'attitude. Une fois le satellite dans l'attitude Q2, après une durée de tranquillisation prédéterminée, la seconde prise de vue est réalisée entre les instants t'2 et t"2. De proche en proche, en itérant plusieurs fois une manoeuvre 222, une période de tranquillisation 224 et une période de déclenchement de l'instrument d'observation 226, n prises de vue de la zone d'intérêt sont réalisées successivement, alors que le satellite 10 parcours une portion de l'orbite 0 entre les instants tO et t"n. A l'instant t"n de fin de la phase d'acquisition 220, le satellite 10 est dans l'attitude Qn. Il est à noter que sur la figure 2, pour des raisons de clarté, seules deux prises de vues ont été représentées, mais n vaut en général et en moyenne 100. [A vérifier] Les données de chaque prise de vue k ont été compressées et sauvegardées dans la mémoire de masse l'électronique d'acquisition 25, au fur et à mesure de leur acquisition. Puis, avantageusement, à l'issue de la phase d'acquisition 220, une phase 230 de communication vers le sol est réalisée. La phase 230 ne suit pas obligatoirement immédiatement la phase 220 d'acquisition. Elle est de préférence réalisée sur une portion de l'orbite 0 située au-dessus d'une zone équatoriale, non-éclairée. En effet, le survol de cette zone ne présente a priori pas d'intérêt en termes d'observation et ne peut pas non plus servir à la charge des batteries. La phase 220 de communication avec le sol est réalisée lorsque le satellite10 est en « visibilité » d'une station 12 de télémesure au sol. Après établissement de la liaison de communication (étape 232), les moyens de transmission du satellite transmettent vers la station 12 les données collectées par la chaîne d'acquisition, c'est-à-dire les fichiers correspondant aux n prises de vue réalisées durant la phase 220. La mémoire de masse est ainsi vidée (étape 234) en rapatriant les données des prises de vues compressées vers la station 12. Eventuellement, au cours d'une étape 236, la station 12 transmet au satellite 10 un ou plusieurs plan(s) de mission P, destinés à être réalisés au cours d'une orbite ultérieure. L'étape 300 du procédé, consistant à établir un plan de mission P va maintenant être décrit en référence à la figure 5. Elle est réalisée au sol au moyen d'un calculateur adapté. Elle débute par une étape 310 de renseignement de la zone au sol Z à observer. Puis à l'étape 320, en fonction de la position géographique de la zone Z, une portion d'orbite 0220 est déterminée. En tous les points de cette portion d'orbite, le satellite 10 est susceptible de pouvoir effectuer une prise de vue de la zone Z. La portion d'orbite 0220 est affectée à la phase 220 d'acquisition. Au cours d'une étape 330, est ensuite déterminée une portion d'orbite 0210 pouvant être affectée à la phase 210 de recharge des batteries. La portion d'orbite 0210 précède spatialement la portion d'orbite 0220. La portion d'orbite 0210 se termine à l'instant tO, où débute la portion 0210. La portion d'orbite 0210 débute dès que les panneaux solaires du satellite peuvent être orientés vers le soleil S. Il s'agit par exemple d'un point situé au voisinage du pôle S (cf. figure 3). A l'étape 340, est déterminée la charge C qui peut être accumulée par les batteries durant la phase 210 de recharge, compte tenu de la définition de la portion d'orbite 0210. A partir de la charge des batteries à l'instant tci, est estimée la charge des batteries à l'instant tcf. Selon une estimation conservatrice, la charge initiale, à l'instant tci, est nulle, de sorte que la charge finale à l'instant tcf correspondant à une charge minimale des batteries. Est éventuellement prise en compte la consommation électrique nécessaire à la manoeuvre MO permettant de placer le satellite dans l'attitude de référence QO. A l'étape 350, est ensuite calculé le nombre maximale de prises de vues qu'il est possible de prendre de la zone d'intérêt compte tenu de la charge C des batteries au début de la phase 220 d'acquisition. A l'étape 352, on fixe le nombre de prises de vues à un nombre m. Puis, à l'étape 354, compte tenu de la cinématique du satellite 10 le long de la portion d'orbite 0220 et des caractéristiques de manoeuvre du satellite, sont calculés les instants tk, t'k et t"k, les positions correspondantes le long de l'orbite 0, et l'attitude du satellite Qk, pour chaque prise de vue k de la série de m prises de vue. En particulier, la durée entre les instants tk et t'k est déterminée en fonction de la durée de tranquillisation du satellite, et la durée entre les instants t'k et t"k est déterminée en fonction des caractéristiques de l'instrument d'observation. A l'étape 356, la consommation énergétique élémentaire EPk pour l'acquisition de la prise de vue k est déterminée, en fonction par exemple des caractéristiques de l'électronique d'acquisition de l'instrument d'observation. On calcule également, la consommation énergétique élémentaire EMk du système d'actionnement pour effectuer la manoeuvre Mk pour passer de l'attitude Qk-1 à l'attitude Qk. Cette consommation élémentaire EMk est déterminée en fonction par exemple des caractéristiques des actionneurs gyroscopiques et du calculateur de commande. A l'étape 358, la consommation totale d'acquisition E est ensuite calculée en additionnant les consommations énergétiques élémentaires EPk et EMk des m prises de vue. Une première étape de comparaison 360 permet alors de comparer la consommation totale d'acquisition E et de la charge C des batteries. Si la consommation totale d'acquisition E est supérieure à la charge C des batteries, la dernière prise de vue, de rang m, est éliminée. La consommation totale d'acquisition E est alors mise à jour en tenant compte des m-1 premières prises de vue. L'étape de comparaison 360 est réalisée à nouveau. Le nombre de prises de vues est ainsi diminué d'une unité à chaque itération, jusqu'à ce que la consommation totale d'acquisition soit inférieure à la charge C des batteries. A l'issue de cette étape 360, le nombre de prises de vue est égal à Puis à l'étape 362, est ensuite calculée la consommation totale de transmission F, vers la station au sol, des g prises de vues. Cette consommation est fonction par exemple des caractéristiques de l'électronique de la chaîne de transmission, et notamment de la bande passante de la liaison de communication bord-sol et de la taille des fichiers de données correspondant à chaque prise de vue dans le but de déterminer le temps de transfert d'un fichier de données du bord vers le sol. Lors d'une seconde étape de comparaison 364, la consommation totale pour l'acquisition et la transmission, E+F, est comparée à la charge C des batteries. Si consommation totale est supérieure ou égale à la charge C, alors la dernière prise de vue g est éliminée. Les consommations totales pour l'acquisition E et pour la transmission F sont alors mises à jour en ne tenant compte que de q-1 prises de vue. La seconde étape de comparaison 364 est réalisée à nouveau. Le nombre de prises de vues est ainsi diminué jusqu'à ce que la consommation totale, E + F, soit inférieure à la charge C des batteries. A l'issue de cette seconde boucle, le nombre de prises de vue est le nombre n de prises de vue du plan de mission. A l'étape 370, le plan de mission P, aussi dénommé Message de Programmation (MDP), est construit en enregistrant l'ensemble des informations nécessaires dans un fichier. Ces informations correspondent au nombre n de prises de vue à réaliser, l'instant tO de début de la phase d'acquisition, les attitudes Qk, les instants tk, t'k et t"k pour chaque prise de vue. De nombreuses variantes de l'étape de définition du plan de mission P sont envisageables par l'homme du métier. Il est à noter que le plan de mission, comportant la séquence nécessaire à la commande des actionneurs, doit parvenir au satellite 10 au moins trois secondes avant le début tO de la première manoeuvre M1 de la phase 220 d'acquisition. De préférence, le plan de mission P est transmis au satellite lors de la phase 230 de communication avec la station au sol 12, comme indiqué ci-dessus. Mais d'autres situations sont envisageables. Le présent procédé permet de garantir que la charge des batteries est suffisante pour fournir la puissance nécessaire à la chaîne de prise de vue et au système de contrôle d'attitude pendant l'étape d'exécution de l'enchaînement des n acquisitions d'image, et éventuellement à la chaîne de télémesure de transmission des n images acquises au sol. REVENDICATIONS1.- Procédé (200) d'utilisation d'un satellite (10) agile d'observation, placé en orbite (0) autour d'un corps céleste, afin de réaliser une séquence de prises de vue d'une même zone (Z) à la surface du corps céleste au cours du passage du satellite le long d'une portion d'orbite (0220) sous laquelle la zone est visible, le satellite étant du type comportant : une plateforme, à laquelle est associé un repère X, Y, Z; des moyens d'alimentation en puissance électrique (30), comportant au moins un panneau solaire (32) et des batteries (31) rechargeables ; une chaîne d'acquisition (23), comportant un instrument d'observation (24) solidaire de la plateforme et fixe par rapport à celle-ci et une électronique d'acquisition (25) des données de prise de vue; une chaîne de communication (27), pour transmettre vers le sol des données de prise de vue ; un système de contrôle d'attitude (40), ayant un ensemble d'actionneurs gyroscopiques (42), apte à manoeuvrer le satellite en roulis, en tangage, et/ou en lacet par rapport à un repère orbital local X0, Yo, Zo, depuis une position angulaire initiale ((pi, Oi, (pi), vers une position angulaire finale ((pf, Of, (pf) ; et, un calculateur principal (50) propre à générer des commandes vers le système de contrôle d'attitude du satellite et les chaînes d'acquisition et de communication, caractérisé en ce que le procédé comporte successivement, au cours d'une révolution autour du corps céleste une phase (210) dédiée à une recharge des moyens d'alimentation en puissance électrique, et une phase (220) dédiée à une acquisition d'une pluralité de prises de vue de la zone (Z) d'intérêt, conformément à un plan de mission (P). 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la phase (220) d'acquisition suit immédiatement la phase (210) de recharge. 3.- Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu'il comporte, après la phase (220) d'acquisition de prises de vue, une phase (230) dédiée de transmission des données des prises de vue vers une station (12) au sol. 4.- Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, dans la phase (210) de recharge, une attitude (Qs) du satellite (10) est telle qu'un flux de rayonnement solaire incident sur les panneaux solaires (32) est maximal, de manière à ceque la charge des moyens (30) soit maximale avant l'exécution de la phase (220) d'acquisition. 5.- Procédé (300) d'élaboration d'un plan de mission (P), caractérisé en ce qu'il consiste à: fournir une zone (Z) d'intérêt à la surface du corps céleste ; déterminer une portion d'orbite d'acquisition (0220) en tout point de laquelle ladite zone est observable par le satellite, et une portion d'orbite de recharge (0210) dédiée à la recharge des batteries ; déterminer une charge (C) des moyens d'alimentation en puissance électrique à l'issue d'une phase (210) de recharge le long de la portion d'orbite de recharge ; déterminer une consommation totale d'acquisition (E) associée à l'acquisition d'un nombre (m) de prises de vue durant une phase (220) d'acquisition ; et, comparer la consommation totale d'acquisition (E) avec la charge (C) ; et, si la consommation totale est supérieure à la charge, réduire le nombre de prises de vue d'une unité et itérer l'étape de détermination de la consommation totale d'acquisition et de comparaison avec la charge ; dès que la consommation totale est inférieure à la charge, générer (370) un plan de mission (P) comportant les informations associées au nombre final (n) de prises de vue. 6.- Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'étape (300) préalable d'élaboration d'un plan de mission (P) consiste, en outre, dès que la consommation totale (E) est inférieure à la charge (C) : déterminer une consommation totale de transmission (F) associée à la transmission des données de prises de vue durant une phase (230) de transmission ; comparer la consommation totale, résultant de l'addition de la consommation totale d'acquisition (E) et de la consommation totale de transmission (F) avec la charge (C) ; et, si la consommation totale est supérieure à la charge, réduire le nombre de prises de vue d'une unité et itérer l'étape de détermination de la consommation totale d'acquisition (E), l'étape de détermination de la consommation totale de transmission (F), et celle de comparaison de la consommation totale avec la charge (C) ;dès que la consommation totale est inférieure à la charge, générer un plan de mission (P) comportant les informations associées au nombre final de prises de vue. 7.- Procédé selon la revendication 5 ou la revendication 6, caractérisé en ce qu'un plan de mission (P) comporte, pour chaque prise de vue à réaliser : - une attitude (Qk) du satellite (10) lors de la prise de vue ; - un instant (tk) de fin de manoeuvre; - un instant (t'k) de début de la prise de vue ; et, - un instant (t"k) de fin de la prise de vue. 8.- Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la durée entre les instants de fin de manoeuvre (tk) et de début de prise de vue (t'k) est supérieure à une durée seuil de tranquillisation (D I ) caractéristique du satellite. 9.- Procédé selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisé en ce que la durée entre les instants de fin de prise de vue (t"k) de la prise de vue courante et de fin de manoeuvre (tk+1) de la prise de vue suivante est supérieure à une durée seuil de manoeuvre caractéristique du satellite. 10.- Satellite (10) du type comportant : une plateforme, à laquelle est associé un repère X, Y, Z; des moyens d'alimentation en puissance électrique (30), comportant au moins un panneau solaire (32) et des batteries (31) rechargeables ; une chaîne d'acquisition (23), comportant un instrument d'observation (24) solidaire de la plateforme et fixe par rapport à celle-ci et une électronique d'acquisition (25) des données de prise de vue; une chaîne de communication (27), pour transmettre vers le sol des données de prise de vue ; un système de contrôle d'attitude (40), ayant un ensemble d'actionneurs gyroscopiques (42), apte à manoeuvrer le satellite en roulis, en tangage, et/ou en lacet par rapport à un repère orbital local Xo, Yo, Zo, depuis une position angulaire initiale ((pi, 8i, tpi), vers une position angulaire finale ((pf, Of, yf) ; et, un calculateur principal (50) propre à générer des commandes vers le système, caractérisé en ce que le calculateur principal (50) est programmé pour réaliser un plan de mission (P) élaboré conformément au procédé selon l'une quelconque desrevendications 5 à 9, pour la mise en oeuvre du procédé d'utilisation (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.