Brevet FR3110551A1 — publié le 20211126

L’invention concerne un procédé (100) d’ajustement de trajectoire d’un satellite (10) pour limiter un risque de collision avec des débris (d 1 , d i ) comportant chacun une date de plus proche passage (TCA 1 , TCA i ) avec le satellite (10), le procédé (100) comportant les étapes de: propagation (130) d’au moins une orbite (X 1i ) depuis la trajectoire de référence (X ref ) du satellite (10) selon au moins une manœuvre (ΔV. ) jusqu’à la date de plus proche passage (TCA i ) la plus éloignée; détermination (140) d’une probabilité (P i ) de collision pour chaque débris (d 1 , d i ) selon l’au moins une orbite (X 1i ); détermination (150) d’au moins une probabilité globale (P g ) selon l’ensemble des probabilités (P i ) déterminées; sélection (160) de la probabilité globale (P g ) la plus faible parmis l’au moins une probabilité globale (P g ) obtenue ; détermination (180) d’une commande (C) du satellite (10) comportant la manœuvre liée à la probabilité globale (P g ) la plus faible. Figure pour l’abrégé : Fig. 10 Procédé d’ajustement de trajectoire orbitale de satellite Domaine technique de l’invention La présente invention concerne un procédé d’ajustement de trajectoire orbitale d’un satellite afin de réduire une probabilité de collision du satellite avec un nuage de débris spatiaux. Plus particulièrement, la présente invention concerne un procédé permettant de déterminer une ou plusieurs manœuvres du satellite en orbite terrestre permettant de réduire la probabilité de collision du satellite avec le nuage de débris orbitaux, c’est-à-dire avec l’ensemble des débris orbitaux du nuage. Il est connu de l’art antérieur des stratégies d’évitement séquentiel de débris par un satellite basée sur une seule manœuvre du côté opposé de l'orbite d’un débris. Cette stratégie était adaptée au satellite de propulsion chimique et compte tenu de l'ancienne population de débris suivis. Le contexte actuel est marqué par une augmentation des projets de méga constellations, où jusqu'à 1000 satellites peuvent être exploités. De plus, le nombre de débris suivis pourrait passer de 20 000 à 100 000 objets lorsque la surface radar détectée du débris passera de 10 centimètres à 5 centimètres. Ces deux phénomènes vont créer des conjonctions multi-débris, où plusieurs morceaux de débris doivent être évités. Dans le cas d'utilisation de satellites à propulsion électrique, l’évitement des débris spatiaux devient plus complexe que pour les satellites à propulsion chimique. En effet, la faible poussée associée à la propulsion électrique ne permet généralement pas d'effectuer un évitement en une seule manœuvre. De plus en raison de la faible poussée associée à la propulsion électrique, les manœuvres de maintien à poste des satellites sont beaucoup plus fréquentes. Par conséquent, pour éviter de perturber la mission, les manœuvres de maintien ne peuvent être localisées que sur un emplacement dédié. De cette façon, les manœuvres de maintien ne seront pas planifiées lorsque le satellite sera demandé à d'autres fins. Enfin, pour éviter que les opérateurs commandent toutes les manœuvres de maintien, il est essentiel de calculer ces manœuvres de maintien avec un processus automatique. À cet effet, les stratégies d’évitement séquentiel de débris par un satellite ne peuvent plus être appliquée. Présentation de l'invention La présente invention vise à remédier à ces inconvénients avec une approche totalement novatrice. A cet effet, selon un premier aspect, la présente invention se rapporte à un procédé d’ajustement de trajectoire orbitale de satellite pour limiter un risque de collision avec un nuage de débris spatiaux, chaque débris comportant une date de plus proche passage avec le satellite, le procédé comportant les étapes de : détermination d’une trajectoire de référence de l’orbite du satellite depuis un instant initial jusqu’à la date de plus proche passage la plus éloignée de l’instant initial; détermination d’une éphéméride de données de transition d’état représentative de la trajectoire de référence de l’orbite du satellite; propagation selon l’éphéméride des données de transition d’état déterminée d’au moins une première orbite alternative de l’orbite de référence du satellite selon au moins une première manœuvre d’évitement liée au satellite effectuée durant au moins un créneau horaire libre de manœuvre, et depuis au moins un instant de manœuvre du au moins un créneau horaire libre de manœuvre jusqu’à la date de plus proche passage la plus éloignée de l’instant initial; détermination analytique d’une probabilité individuelle de collision à chaque date de plus proche passage pour chaque débris selon l’au moins une première orbite alternative du satellite; détermination d’au moins une probabilité globale de collision selon l’ensemble des probabilités individuelles de collision déterminées selon l’au moins une première orbite alternative du satellite liée à l’au moins une première manœuvre d’évitement; sélection d’une au moins première probabilité globale de collision la plus faible parmi l’au moins une probabilité globale obtenue; détermination d’une commande du satellite comportant au moins la première manœuvre liée à la première probabilité globale de collision la plus faible sélectionnée. L’invention est mise en œuvre selon les modes de réalisation et les variantes exposées ci-après, lesquelles sont à considérer individuellement ou selon toute combinaison techniquement opérante. Avantageusement, la détermination d’une trajectoire de référence de l’orbite du satellite peut être déterminée selon une propagation en dérive libre de l’orbite du satellite. Avantageusement, l’étape de propagation d’au moins une première orbite alternative, l’étape de détermination analytique d’une probabilité individuelle de collision et l’étape de détermination d’au moins une probabilité globale de collision, peuvent être répétées de manière itérative selon une pluralité de directions de l’au moins une première manœuvre d’évitement de sorte à obtenir une première pluralité d’orbites alternatives liées à une première pluralité de manœuvres d’évitement et d’évaluer une première pluralité de probabilités globales de collisions liées à chacune des orbites alternatives liées à la première pluralité de manœuvres d’évitement. Avantageusement, chaque manœuvre d’évitement peut comprendre une valeur initiale de variation de vitesse maximale autorisée durant la manœuvre d’évitement. Avantageusement, le procédé peut comprendre une étape précédant l’étape de détermination d’une commande du satellite, comprenant un ajustement de la variation de vitesse de l’au moins une première manœuvre d’évitement de la commande lorsque l’au moins une première probabilité globale la plus faible sélectionnée précédemment est inférieure à un seuil de probabilité critique de collision, de sorte à obtenir une au moins première probabilité globale de collision la plus proche possible voire égale au seuil de probabilité critique de collision. Avantageusement, l’étape de propagation d’au moins une première orbite alternative, l’étape de détermination analytique d’une probabilité individuelle de collision et l’étape de détermination d’au moins une probabilité globale de collision, peuvent être répétées selon une pluralité de créneaux libres de manœuvres du satellite de sorte à obtenir une seconde pluralité d’orbites alternatives et d’évaluer une seconde pluralité de probabilités globales de collisions liée à la seconde pluralité d’orbites alternatives. Avantageusement, l’étape de détermination d’une commande du satellite peut comprendre une étape de détermination d’au moins une seconde manœuvre de la commande du satellite, la dite seconde maneouvre étant combinée à la première manœuvre liée à la première probabilité globale de collision la plus faible, l’au moins une seconde manœuvre produisant une seconde orbite alternative permettant le calcul d’une seconde probabilité de collision la plus faible selon l’étape de propagation d’au moins une première orbite alternative, l’étape de détermination analytique d’une probabilité individuelle de collision, l’étape de détermination d’au moins une probabilité globale de collision et l’étape de sélection d’une au moins première probabilité globale de collision la plus faible parmis l’au moins une probabilité globale obtenue. Avantageusement, la détermination de la seconde manœuvre de la commande du satellite peut comporter l’étape de détermination d’une trajectoire de référence de l’orbite et l’étape de détermination d’une éphéméride de données de transition d’état selon lesquelles la trajectoire de référence du satellite est la trajectoire de la première orbite alternative du satellite liée à la première probabilité globale de collision la plus faible. Avantageusement, l’éphéméride de données de transition d’état peut être une éphéméride de matrice de transition d’état. Selon un second aspect, la présente invention se rapporte à un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions qui, lorsque le programme est exécuté par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé décrit ci-dessus. Selon un troisième aspect, la présente invention se rapporte à un support de stockage d’informations stockant un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour implémenter, par un processeur, le procédé décrit ci-dessus, lorsque ledit programme est lu et exécuté par ledit processeur. Brève description des figures D’autres avantages, buts et caractéristiques de la présente invention ressortent de la description qui suit faite, dans un but explicatif et nullement limitatif, en regard des dessins annexés, dans lesquels : la figure 1 est une représentation schématique d’une première situation de risque de collision entre un satellite en orbite autour de la Terre et un débris spatial d’un nuage de débris spatiaux. la figure 2 est une représentation schématique d’une seconde situation de risque de collision entre le satellite en orbite autour de la Terre et un autre débris spatial du nuage de débris spatiaux de la figure 1. la figure 3 est une représentation schématique d’une expression d’une probabilité globale de collision à partir des probabilités individuelles de collision entre le satellite et l’ensemble du nuage de débris de la figure 1. la figure 4 est une représentation schématique sous forme de graphe temporelle d’une propagation en dérive libre de l’orbite de référence du satellite depuis un instant initial jusqu’à la date de plus proche passage d’un débris du nuage avec le satellite la plus éloignée de l’instant initial. la figure 5 est une représentation schématique d’un centre de contrôle du satellite permettant de commander le satellite selon une pluralité de créneaux horaires. la figure 6 est une représentation schématique temporelle d’une pluralité de créneaux horaires libres de manœuvre d’évitement dédiés au satellite, chaque créneau horaire libre étant associé à une variation de vitesse orbitale maximale du satellite autorisée durant le créneau horaire libre. la figure 7 est une représentation schématique de plusieurs exemples d’orbites du satellite déviant de l’orbite de référence Xref suite à des exemples d’opérations de manœuvre orbitale du satellite. la figure 8 est une représentation schématique d’un exemple de combinaison de deux manœuvres orbitales d’évitement associées au satellite. la figure 9 est une représentation schématique temporelle d’un exemple de multi manœuvres orbitales du satellite permettant d’obtenir une probabilité globale de collision inférieure à un seuil critique de collision. la figure 10 est une représentation d’un exemple d’un organigramme du procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite. la figure 11 est une représentation schématique d’un dispositif de mise en œuvre du procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite. Selon la figure 1 et la figure 2, un satellite 10 en orbite autour de la Terre 12 et un nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i spatiaux comprenant une pluralité i de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i spatiaux en orbite également autour de la Terre 12 sont représentés. Le satellite 10 est en orbite autour de la terre 12 selon son orbite de référence X ref . Chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i spatial du nuage de débris comprend sa propre trajectoire orbitale X d1 , X di . Chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i spatial est associé à une probabilité P 1 , P i individuelle de collision avec le satellite 12, chacune des probabilité P 1 , P i individuelle de collision étant évaluée selon une date propre à chaque débris dite date de plus proche passage TCA 1 , TCA i , c'est-à-dire la date à laquelle la distance entre les trajectoires moyennes du satellite 10 et de chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i considéré individuellement est la plus petite. Il est connu d’évaluer une probabilité P i individuelle de collision entre un satellite 10 et un unique débris d 1 spatial de plusieurs manières selon la thèse présentée et soutenue le dix décembre deux mille quinze par Romain Serra, intitulé « Opérations de proximité en orbite : évaluation du risque de collision et calcul de manœuvres optimales pour l’évitement et le rendez-vous’», ladite thèse étant publiquement accessible notamment via le site internet « archives-ouvertes.fr » sous la référence tel-01261497. On notera particulièrement qu’une probabilité P i de collision entre un satellite et un unique débris d 1 peut s’évaluer aussi bien selon un calcul d’intégration numérique, que selon une formule analytique sous la forme d'une série convergente à termes positifs. Selon la figure 3, un procédé d’ajustement de trajectoire orbitale d’un satellite afin de réduire une probabilité de collision du satellite avec un nuage de débris spatiaux comprend la détermination de la probabilité P i individuelle de collision de chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage avec le satellite 12, chaque probabilité P 1 , P i individuelle de collision ayant été évaluée selon sa date de plus proche passage TCA 1 , TCA i . À cet effet, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 nécessite le calcul de la probabilité de collision du satellite 10 avec l’ensemble du nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i . Dans la suite de l’exposé, la probabilité de collision du satellite 10 avec le nuage de débris, sera dénommée probabilité globale P g de collision. La probabilité globale P g de collision selon l’invention peut être déterminée à partir de toutes les probabilité P 1 , P i individuelles de collision préalablement estimées chacune à leur date de plus proche passage TCA 1 , TCA i . Partant du principe que le calcul de probabilité relatif à une non collision globale du satellite 10 avec le nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i peut être déterminé par la formule suivante : la probabilité globale P g de collision selon l’invention est déterminée selon la formule : A des fins d’évaluation à une date initiale donnée t 0 de la probabilité P i individuelle de collision entre un satellite 10 et un unique débris d 1 spatial, il convient de pouvoir déterminer le plus précisément possible la position orbitale et la covariance de la position orbitale qu’auraient le satellite et l’unique débris à la date de plus proche passage TCA 1 selon les données de la position orbitale et de la covariance de la position orbitale du satellite et de l’unique débris à la date initiale t 0 . Il conviendra selon l’invention, que les données de positions orbitales et de covariance des positions orbitales des débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage à leur date de plus proche passage TCA 1 , TCA i avec le satellite sont des données préalablement connues, fournies par des agences de surveillances des débris dans l’espace telle que par exemple et de manière non limitative, l’organisme américain CSOpC (Combined Space Operations Center), ou encore l’organisme international SDA (The Space Data Association). Selon l’invention, il convient de déterminer une éphéméride de données permettant de propager une différence d’état, encore appeler éphéméride de données de transition d’état, permettant une projection de la position orbitale X(t) et de la covariance Cov de la position orbitale du satellite 10 aux dates de plus proches passages TC 1 , TCA i . Plus particulièrement Il est notamment possible de pouvoir propager le mouvement relatif d’un satellite à l’aide d’une matrice de transition d’état. Selon la figure 4, une solution consiste à effectuer une propagation en dérive libre de l’orbite du satellite 10, c’est-à-dire sans manœuvre du satellite 10, une unique fois à partir de la date initiale t 0 de détermination de la probabilité globale P g de collision jusqu’à la date de plus proche passage TCA last la plus éloignée de la date initiale t 0 d’un débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage. A cet égard, deux éphémérides sont déterminées, à savoir une éphéméride de l'orbite de référence X ref du satellite 10 et une éphéméride de la matrice de transition d'état ϕ(t, t 0 ) correspondant à la trajectoire l'orbite de référence X ref . Cette détermination permet notament de calculer toutes les matrices de transition d’état ϕ(t n , t m ) nécessaire au procédé d’ajustement de trajectoire orbitale de satellite. Selon la figure 5, le premier satellite 10 en orbite autour de la Terre 12 est en communication avec un centre de contrôle 14 du satellite 10 par un moyen de communication radiofréquence 16. Le centre de contrôle 14 du satellite 10 peut être configuré pour commander des manœuvres de trajectoire orbitale du satellite 10 notamment en commandant des poussées du satellite 10 selon une variation de la vitesse orbitale ΔV du satellite 10 dans une direction de la poussée. Selon la figure 5, un exemple d’une période de révolution du satellite 10 autour de la terre, aussi appelée période orbitale du satellite 10 autour de la Terre 12, est représenté de façon schématique par un cercle discontinu formé par plusieurs arcs de cercle. Chaque arc de cercle représente un créneau horaire pouvant être dédié à une opération du satellite 10. A titre d’exemple non limitatif, et selon la figure 5, la période orbitale du satellite 10 peut comprendre deux créneaux horaires prévus pour une opération de charge d’une batterie d’alimentation électrique du satellite 10, deux autres créneaux horaires prévus pour corriger si nécessaire l’attitude du satellite 10, un autre créneau horaire prévu pour une mission de photographie de la Terre 12 et enfin deux autres créneaux horaires disponibles pour tout autres opérations du satellite. Dans la suite de l’exposé, on nommera les créneaux horaires disponibles comme créneaux libres Sl 1 , Sl 2 de manœuvre. Selon l’invention, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 consiste à déterminer la ou les manœuvres nécessaires à commander au satellite 10 durant le ou les créneaux libres Sl i , pour éviter simultanément tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage lorsque la probabilité globale initiale P g 0 de collision du satellite 10 avec le nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i est supérieure à un seuil de probabilité critique P th de collision ; la probabilité globale initiale P g 0 de collision du satellite 10 étant déterminée selon l'orbite de référence X ref du satellite 10. Selon l’invention, de manière générale, le terme créneau horaire peut comprendre simplement une date ponctuelle à laquelle il est possible de commander une manœuvre d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10. L’état de l’art connu permettant la détermination d’une ou plusieurs manœuvres d’évitement d’un seul débris à la fois n’est pas envisageable. En effet, dans le contexte d’évitement d’un nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i il n’est pas envisageable de déterminer un manouvre d’évitement d’un premier débris d 1 du nuage sans prendre en compte les autres débris d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage. De plus, le temps de calcul de manœuvre d’évitement cumulé pour chacun des débris serait trop lourd et pas assez rapide pour l’évitement du nuage de débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i . Selon l’invention, une propagation rapide basée sur la matrice de transition d’état ϕ(t, t 0 ) et sur l’éphéméride de l'orbite de référence X ref du satellite 10 permet de calculer l'effet d'une manœuvre durant l’un quelconque de créneaux libres Sl 1 , Sl i de manœuvre du satellite 10. Les éphémérides seront utilisées dans le processus d'optimisation afin de tester un grand nombre de directions de poussée possibles afin de calculer l'effet sur la probabilité globale P g d'une manœuvre durant l’un quelconque des créneaux libres Sl 1 , Sl i de manœuvre du satellite 10. Les éphémérides de l'orbite du satellite 10 peuvent être considérées comme une trajectoire de référence qui ne prend pas en compte la manœuvre considérée. L'idée de calculer la trajectoire réelle est de modifier cette trajectoire de référence grâce aux éphémérides de la matrice de transition d'état ϕ(t, t 0 ). A cet effet, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 comprend la détermination d’une première manœuvre ΔV. et d’un créneau libre Sl n permettant l’exécution de la première manœuvre ΔV. de sorte à optimiser au mieux la probabilité globale P g de collision, c’est-à-dire, de préférence d’obtenir une probabilité globale P g de collision inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision. A cet effet, selon la figure 6, chaque créneau libre Sl 1 , Sl i de manœuvre est associé à une variation de vitesse ΔV maximale. La variation maximale ΔVmax de la vitesse peut être liée par exemple et de manière non limitative soit à la durée du créneau libre Sl 1 , Sl i de manœuvre, soit à la consommation en énergie maximale du dispositif de propulsion électrique du satellite 10 autorisée pour une manœuvre. Il conviendra également selon l’invention, qu’une variation minimale de la vitesse du satellite 10 est définie, cette variation minimale étant liée à l’énergie minimale de poussée nécessaire au satellite 10 pour effectuer un changement d’orbite du satellite 10. Selon la figure 7, plusieurs exemples d’orbites du satellite 10 déviant de son orbite de référence X ref suite à des opérations de manœuvre sont représentés. Une première orbite X 1 1 d’évitement du satellite 10 déviant de l'orbite de référence X ref est représentée. Ladite première orbite X 1 1 d’évitement fait suite à une première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement commandée à un premier instant t_Sl 1 de manœuvre associé au premier créneau libre Sl 1 de manœuvre. L’orbite de référence X ref du satellite10 avant la première manœuvre ΔV max1 . 11 à l’instant t_Sl 1 de manœuvre est directement déterminée selon l'orbite de référence X ref déterminée à l’instant t_Sl 1 de manœuvre, et notée X ref (t_Sl 1 ). Plus particulièrement, cette orbite X ref (t_Sl 1 ) peut être déterminée en utilisant l'orbite de référence X ref en l’interpolant dans les éphémérides générées. La détermination de la première orbite X 1 1 (t_Sl 1 ) d’évitement évaluée à l’instant t_Sl 1 de manœuvre suite à la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement peut être calculée en mettant à jour l'orbite de référence X ref (t_Sl 1 ) à l’instant t_Sl 1 de manœuvre selon la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement. Pour les éléments cartésiens, cela correspond à réaliser un incrément de vitesse ΔV max1 avec la direction 11 de la manœuvre exprimée dans le repère associé à ces éléments cartésiens. Pour les éléments képlériens, circulaires et équinoctiaux, l'équation de Gauss fournit cet état delta. Dans tous les cas, le calcul de l’écart orbital créé par la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement peut s’écrire : ΔX 1 1 (t_Sl 1 ) = F(ΔV max1 . 11 , X ref (t_Sl 1 )). Connaissant les matrices de transition d’état ϕ(TCA i , t 0 ) et ϕ(t_Sl 1 , t 0 ) déterminées précédemment, l’écart orbitale ΔX 1 1 (TCA i ) du satellite 10 à chacune des dates de plus proche passage TCA i peut être déterminé selon la formule : ΔX 1 1 (TCA i ) = ϕ(TCA i , t_Sl 1 ). ΔX 1 1 (t_Sl 1 ) = ϕ(TCA i , t 0 ). ϕ(t_Sl 1 , t 0 ) -1 . ΔX 1 1 (t_Sl 1 ) Afin de pouvoir calculer toutes probabilité individuelle de collision Pi entre le satellite 10 selon sa première orbite X 1 1 d’évitement suite à la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement, et tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon leur date respective de plus proche passage TCA i , il convient de déterminer la première orbite X 1 1 (TCAi) d’évitement à chacune desdites dates de plus proche passage TCA i . A cet égard, l’orbite de référence X ref (TCA i ) peut être déterminée à chacune des dates de plus proche passage TCA i en interpolant cette orbite de référence X ref (TCA i ) dans les éphémérides générées selon chacune des dates de plus proche passage TCA i . Finalement, la première orbite X 1 1 (TCAi) d’évitement à chacune desdites dates de plus proche passage TCA i peut être déterminée selon la formule : X 1 1 (TCAi) = X ref (TCA i ) + ΔX 1 1 (TCA i ) Afin de pouvoir calculer toutes probabilité individuelle de collision Pi entre le satellite 10 selon sa première orbite X 11 d’évitement suite à la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement, et tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon leur date respective de plus proche passage TCA i , il convient de déterminer la covariance COV TCAi de la position orbitale du satellite à chacune desdites dates de plus proche passage TCA i . Connaissant la matrice de transition d’état déterminée précédemment, et la covariance COV t0 de la position orbitale du satellite 10 à la date initiale t 0 , la détermination de la covariance COV TCAi projetée à chacune des dates de plus proche passage TCA i est déterminée par la formule suivante : La première orbite X 1 1 d’évitement du satellite 10 après la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement, étant déterminée à chaque date de plus proche passage TCA i , ainsi que la covariance COV TCAi à chaque date de plus proche passage TCA i , l’orbite de chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i et leur covariance à leur date de plus proche passage TCA i étant également connue, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination de toutes les probabilité individuelle de collision Pi entre le satellite 10 selon sa première orbite X 1 1 d’évitement suite à la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement, et tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon leur date respective de plus proche passage TCA i . A cet effet la probabilité globale P g11 de collision liée à la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement effectuée durant le premier créneau libre SL 1 de manœuvre peut être calculée et comparée avec un seuil de probabilité critique P th de collision. Selon la figure 7, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination de la probabilité globale P g de collision en fonction de différentes directions d’une manœuvre réalisée lors d’un même créneau libre SL 1 de manœuvre et selon une variation de vitesse orbitale ΔV donnée du satellite 10. Selon la figure 7, une seconde orbite X 2 1 d’évitement du satellite 10 représentant une alternative à la première orbite X 1 1 est représentée. Cette seconde orbite , dite seconde orbite X 2 1 alternative d’évitement est obtenue après l’application d’une seconde manœuvre ΔVmax 1 . 2 1 alternative d’évitement différente de la première manœuvre ΔVmax 1 . 1 1 d’évitement lors du même premier créneau libre SL 1 de manœuvre. Cette dite seconde manœuvre ΔVmax 1 . 2 1 alternative d’évitement diffère de la première manœuvre ΔVmax 1 . 1 1 d’évitement en ce que la direction 2 1 appliquée à la poussée du satellite 10 selon la même variation de vitesse orbitale ΔVmax 1 diffère de la première direction 11 . A cet égard, une seconde orbite X 2 1 (TCA i ) alternative d’évitement du satellite 10 à tous les dates de passages le plus proche TCA i est également déterminée de manière identique à celle décrite pour la première orbite X 1 1 (TCA i ) d’évitement. Connaissant également la covariance COV TCAi pour chacune des dates de passages le plus proche TCA i , une seconde probabilité globale P g12 de collision alternative liée à la seconde manœuvre ΔVmax 1 . 2 1 alternative d’évitement effectuée durant le premier créneau libre Sl 1 de manœuvre peut être calculée et comparée avec le seuil de probabilité critique P th de collision et également avec la probabilité globale P g 11 de collision liée à la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement effectuée durant le premier créneau libre Sl 1 de manœuvre. Selon la figure 7, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination d’une probabilité globale P g de collision en fonction du positionnement dans le temps d’une manœuvre ΔV . En d’autres termes, la probabilité globale P g de collision est fonction également du créneau libre Sl 1 , Sl i de manœuvre durant lequel une manœuvre est effectuée. Selon la figure 7, une troisième manœuvre ΔVmax i . 1 i alternative d’évitement effectuée durant un quelconque des créneaux libres Sl i distinct du premier créneau libre Sl 1 de manœuvre est représentée. A cet effet, une troisième orbite X 1 i (TCA i ) alternative d’évitement du satellite 10 propre à chacune des dates de passages le plus proche TCA i est également déterminée de manière identique à celle décrite pour la première orbite X 1 1 (TCA i ) d’évitement. Connaissant également la covariance COV TCAi pour chacune des dates de passages le plus proche TCA i , une troisième probabilité globale P g1 i de collision alternative associée à la troisième manœuvre ΔVmax i . 1 i alternative d’évitement effectuée durant ledit quelconque des créneaux libres Sl i distinct du premier créneau libre Sl 1 de manœuvre peut être déterminée et comparée avec le seuil de probabilité critique P th de collision et également avec la probabilité globale P g de collision la plus faible déterminée durant le premier créneau libre Sl 1 de manœuvre . De la même manière que précédemment décrit, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination de la probabilité globale P g de collision en fonction de différentes directions d’une manœuvre réalisée lors d’un quelconque créneau libre Sl i et selon une variation de vitesse orbitale ΔV donnée du satellite 10. Selon la figure 7, une quatrième orbite X 2i alternative d’évitement du satellite 10 déviant de l’orbite de référence Xref à l’instant t_Sli de manœuvre représentant une alternative de la troisième orbite X 1 i alternative d’évitement précédemment décrite est représentée. Cette quatrième orbite X 2i alternative d’évitement est obtenue après l’application d’une quatrième manœuvre ΔVmax i . 2i alternative d’évitement différente de la troisième manœuvre ΔVmax i . 1i alternative d’évitement associée à la troisième orbite X 1 i alternative d’évitement précédemment décrite. Cette dite quatrième manœuvre ΔVmax i . 2i alternative d’évitement diffère de la troisième manœuvre ΔVmax i . 1i alternative d’évitement en ce que la direction 2i appliquée à la poussée du satellite 10 selon la même variation de vitesse orbitale ΔVmax i diffère de la direction 1i de la troisième manœuvre ΔVmax i . 1i alternative d’évitement. A cet égard, une quatrième orbite X 2i (TCA i ) alternative d’évitement du satellite 10 liée à la quatrième manœuvre ΔVmax i . 1i alternative d’évitement est également déterminée à tous les dates de passages le plus proche TCA i de manière identique à celle décrite pour la première orbite X 11 (TCA i ) d’évitement. Connaissant également la covariance COV TCAi pour chacune des dates de passages le plus proche TCA i , une quatrième probabilité globale P g2i de collision alternative liée à la quatrième manœuvre ΔVmax i . 2i alternative d’évitement effectuée durant ledit quelconque des créneaux libres Sl i distinct du premier créneau libre Sl 1 de manœuvre peut être calculée et comparée avec le seuil de probabilité critique P th de collision et également avec la troisième probabilité globale P g 1 i de collision alternative liée à la troisième manœuvre ΔVmax i . 1 i alternative d’évitement effectuée durant le même créneau libre Sl i . Selon la détermination d’une ou plusieurs probabilités globales P g de collision telle que décrite à la figure 7, dans l’hypothèse selon laquelle au moins une des probabilités globales P g de collision déterminée serait inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision, alors une seule manœuvre ΔVmax. d’évitement effectuée durant un seul créneau libre Sl i permettrait un évitement de collision du satellite 10 avec l’ensemble des débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage. Selon cette hypothèse, plusieurs stratégies de procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 sont possibles. Une première stratégie peut consister à déterminer la première manœuvre ΔV. permettant l’évitement de la collision, c’est-à-dire la manœuvre ΔV. d’évitement pour laquelle la probabilité globale P g de collision associée à cette manœuvre, et donc au créneau libre Sl i associé à la manœuvre, est inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision. Afin de déterminer la manœuvre ΔV. d’évitement de collision, il conviendra par exemple de fixer d’abord un paramètre de variation de vitesse orbitale ΔV du satellite 10, par exemple et de manière préférentielle selon sa valeur maximale ΔVmax i autorisée durant le créneau libre Sl i considéré et de faire varier la direction de la manœuvre. Cette opération se répète sur tous les créneaux jusqu’à l’obtention d’une manœuvre ΔVmax i . permettant l’obtention d’une probabilité globale inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision . Le choix de la valeur maximale ΔVmax i autorisée de variation de vitesse orbitale est un choix relativement pertinent permettant d’obtenir une probabilité globale Pg plus faible qu’avec des variations de vitesse ΔV orbitale inférieures à la variation maximale ΔVmax i . Dans le cas d’une probabilité P g globale obtenue strictement inférieure au seuil de probabilité critique P th de collision, une réduction de la variation de vitesse maximum ΔV max est possible afin d’obtenir une probabilité globale P g de collision de préférence égale, voir très proche, du seuil de probabilité critique P th de collision. De cette façon, l’énergie nécessaire à la manœuvre identifiée sera réduite au minimum. Il conviendra selon l’invention, que la détermination d’une variation de vitesse orbitale ΔV combinée à une détermination de direction de manœuvre peut être effectuée, par exemple et de manière non limitative, par des algorithmes de dichotomie ou des méthodes de Brent. Il conviendra de noter qu’une variation de vitesse ΔV peut être associée à une direction de manœuvre optimale. Une seconde stratégie peut consister à déterminer, sur un créneau libre considéré Sl i , la manœuvre ΔV d’évitement permettant la plus faible probabilité globale P g de collision en fonction de l’ensemble des directions de manœuvres possibles, la variation de vitesse orbitale ΔV de la manœuvre étant également de préférence fixée à la variation de vitesse maximale ΔVmax i autorisée sur le créneau libre Sl i considéré. Si le créneau libre considéré Sl i ne permet pas d’obtenir une probabilité globale P g inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision, il conviendra de recommencer la détermination sur un autre créneau libre Sli. Dans le cas où cet autre créneau libre Sli permet une probabilité globale P g inférieure au seuil de probabilité critique P th de collision une réduction de la variation de vitesse orbitale maximum ΔV max de la manœuvre ΔV max déterminée est possible afin d’obtenir une probabilité globale P g de collision de préférence égale, voire très proche, du seuil de probabilité critique P th de collision. Une troisième stratégie peut consister à déterminer sur l’ensemble des créneau libres identifiés Sl i au préalable, la manœuvre ΔV d’évitement permettant la plus faible probabilité globale P g de collision en fonction de l’ensemble des directions de manœuvres possibles pour chaque créneau libre Sli, la variation de vitesse orbitale ΔV de la manœuvre étant également de préférence fixée à la variation de vitesse maximale ΔVmax i autorisée pour chaque créneau libre Sl i . De même que pour la première stratégie, dans le cas où la manœuvre ΔV d’évitement identifiée permet une probabilité globale P g inférieure au seuil de probabilité critique P th de collision, une réduction de la variation de vitesse orbitale maximum ΔV max de la manœuvre ΔV max déterminée est possible afin d’obtenir une probabilité globale P g de collision de préférence égale, voire très proche, du seuil de probabilité critique P th de collision. Il est bien entendu que d’autres stratégies de détermination d’une manœuvre ΔV d’évitement de collision selon la description de la figure 7 sont possibles, de sorte que l’invention ne se limite pas aux trois exemples de stratégie d’évitement de collision précédemment décrites. Selon l’invention, il est également probable qu’une seule manœuvre ΔV d’évitement ne puisse pas être suffisante pour éviter une collision entre le satellite 10 et l’ensemble des débris du nuage. En d’autres termes, il est également probable, selon l’invention, qu’une seule manœuvre ΔV ne permette pas d’obtenir une probabilité globale P g de collision inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision. A cet effet, selon la figure 8, une première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement et une seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement du satellite 10 suivant la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement sont représentées, la combinaison de la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement avec la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement permettant l’évitement de la collision du satellite 10 avec les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage. Plus particulièrement, la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement représentée est la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement représentée à la figure 7 pour laquelle une première orbite X 11 d’évitement déviant de l’orbite de référence X ref a été déterminée. Il conviendra de prendre l’hypothèse que de toutes les manœuvres ΔV. estimées conformément à la description de la figure 7, la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement commandée au premier instant t_Sl 1 de manœuvre associé au premier créneau libre Sl 1 de manœuvre a été identifiée comme la manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement permettant d’obtenir la probabilité globale P g 11 de collision la plus faible en comparaison avec la détermination de toutes les autres probabilités globales P g de collision estimées associées aux alternatives de manœuvres ΔV. effectuées depuis l’orbite de référence X ref telles que décrites à la figure 7. Il conviendra également de supposer selon la figure 8 que la probabilité globale Pg 11 de collision liée à ladite première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement est supérieure au seuil de probabilité critique P thr de collision. A cet effet, il est nécessaire de déterminer au moins une seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement du satellite 10 faisant suite à la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement de sorte à réduire la probabilité globale P g de collision avec l’objectif d’obtenir au final une probabilité globale P g de collision au moins égale, voire inférieure au seuil de probabilité critique P thr de collision. Il conviendra de nommer cette seconde manœuvre comme seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement dans la suite de la description de l’invention. Selon la figure 8, une seconde orbite X 5i d’évitement dans la continuité de la première orbite X 11 d’évitement est représentée. Cette seconde orbite X 5i , dite seconde orbite X 5i d’évitement, fait suite à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement commandée à l’un quelconque des créneaux libres Sl i distinct du premier créneau libre Sl 1 de manœuvre. La première orbite X 11 d’évitement du satellite 10 à l’instant t_Sl i de manœuvre avant la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement est directement déterminée, puisqu’elle a été précédemment déterminée selon la description de la figure 7. La première orbite X 11 d’évitement du satellite 10 à l’instant t_Sl i de manœuvre avant la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement est notée X 11 (t_Sl i ). La détermination de la seconde orbite X 5i (t_Sl i ) d’évitement évaluée à l’instant t_Sl i de manœuvre suite à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement peut être calculée en mettant à jour la première orbite X 11 (t_Sl i ) à l’instant t_Sl i de manœuvre selon la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement. Pour les éléments cartésiens, cela correspond à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement dans le référentiel inertiel. Pour les éléments képlériens, circulaires et équinoctiaux, l'équation de Gauss fournit cet état delta. Dans tous les cas, le calcul de l’écart orbital créé par la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement peut s’écrire: ΔX 5i (t_Sl i ) = F(ΔVmax i . 5i , X 11 (t_Sl i )). De la même manière que celle décrite à la figure 4, considérant que la première orbite X 11 est une nouvelle orbite de référence relativement à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement, l’écart orbitale ΔX 5i (TCA i ) du satellite 10 à chacune des dates de plus proche passage TCA i peut être déterminée selon la formule : ΔX 5i (TCA i ) = ϕ(TCA i , t_Sl i ). ΔX 5i (t_Sl i ) = ϕ(TCA i , t_Sl 1 ). ϕ(t_Sl i , t_Sl 1 ) -1 . ΔX 5i (t_Sl i ) Afin de pouvoir calculer toutes probabilité individuelle de collision Pi entre le satellite 10 selon sa seconde orbite X 5i (t_Sl i ) d’évitement suite à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement, et tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon leur date respective de plus proche passage TCA i , il convient de déterminer la seconde orbite X 5i (t_Sl i ) d’évitement à chacune desdites dates de plus proche passage TCA i . A cet égard, la première orbite X 11 (TCA i ) d’évitement peut être déterminée à chacune des dates de plus proche passage TCA i en interpolant cette première orbite X 11 (TCA i ) d’évitement dans les éphémérides générées selon chacune des dates de plus proche passage TCA i . Finalement, la seconde orbite X 5i (t_Sl i ) d’évitement peut être déterminée à chacune desdites dates de plus proche passage TCA i selon la formule : X 5i (TCAi) = X 11 (TCA i ) + ΔX 5i (TCA i ) La seconde orbite X 5i d’évitement du satellite 10 après la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement ainsi que la covariance COV TCAi orbitale du satellite 10 étant déterminées à chaque date de plus proche passage TCA i , l’orbite de chaque débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i et leur covariance à leur date de plus proche passage TCA i étant également connues, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination de toutes les probabilité individuelle de collision Pi entre le satellite 10 selon sa seconde orbite X 5i consécutive suite à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement, et tous les débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon leur date respective de plus proche passage TCA i . A cet effet la probabilité globale P g 5i de collision liée à la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement effectuée durant ledit quelconque des créneaux libres Sl i distinct du premier créneau Sl 1 de manœuvre peut être calculée et comparée avec un seuil de probabilité critique P th de collision. De la même manière qu’à la figure 7, le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre la détermination d’une pluralité d’autres probabilités globales P g de collision selon une pluralité d’autres secondes manœuvres ΔV. alternatives d’évitement en combinaison avec la première manœuvre ΔVmax 1 . 11 d’évitement représentants chacune une alternative de la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement représentée à la figure 8 ; ces autres secondes manœuvres ΔV. alternatives d’évitement étant selon un autre créneau libre Sl i d’exécution de manœuvre et/ou selon une autre direction de manœuvre que la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement telle que représentée à la figure 8. Chacune des probabilités globales P g de collision liée chacune à une des autres secondes manœuvres ΔV. alternatives d’évitement peut être comparée avec le seuil de probabilité critique P th de collision et avec toutes les autres probabilités globales P g de collision liées aux autres secondes manœuvres ΔV. d’évitement. A cet effet, selon la figure 8, dans l’hypothèse d’au moins une probabilité globale P g de collision, liée à une seconde manœuvre ΔV. d’évitement inférieure ou égale au seuil de probabilité critique P th de collision, il conviendra selon l’invention et de manière non limitative, de pouvoir déterminer la seconde manœuvre ΔV. d’évitement permettant l’évitement de la collision du satellite 10 avec l’ensemble des débris d 1 , d 2 , d 3 , d 4 , d i du nuage selon au moins l’une des trois stratégies de procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 similaires au trois stratégies décrites aux paragraphes précédents relatifs à la figure 7. Dans le cas d’une probabilité P g globale strictement inférieure au seuil de probabilité critique P th de collision après l’application de la seconde manœuvre ΔVmax i . 5i d’évitement faisant suite à la première manœuvre ΔV max1 . 11 d’évitement, une réduction de la variation de vitesse maximum ΔV max est possible afin d’obtenir une probabilité globale P g de collision de préférence égale, voire très proche, du seuil de probabilité critique P th de collision. De cette façon, l’énergie nécessaire à la seconde manœuvre ΔV. d’évitement identifiée sera réduite au minimum. Selon l’invention, et conformément à la description de la figure 7 et de la figure 8, la première manœuvre d’évitement et la seconde manœuvre d’évitement peuvent être des manœuvres effectuées chacune sur l’un quelconque des créneaux libres Sl i , le créneau libre Sl i associé à la seconde manœuvre d’évitement étant distinct de celui associé à la première manœuvre d’évitement. Plus particulièrement, selon une stratégie à deux manœuvres d’évitement ou plus, et il est possible, selon le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10, de déterminer une seconde manœuvre d’évitement devant être effectuée sur un créneau libre Sl i antérieure dans le temps au créneau libre Sl i de la première manœuvre. En d’autres termes, il est possible selon le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 de déterminer une première manœuvre d’évitement devant être effectuée sur un créneau libre Sl i postérieure dans le temps au créneau libre de la seconde manœuvre Sl i d’évitement, la dite seconde manœuvre d’évitement étant déterminée postérieurement à la première manœuvre. A cet effet, de manière générale, une première orbite X 1 (t) issue d’une première manœuvre ΔVmax. 1 d’évitement relatif à l’orbite de référence X ref , déterminée sur l’un quelconque des créneaux libres Sl i , servant de nouvelle orbite de référence relativement à une seconde manœuvre ΔV. 2 d’évitement, doit pouvoir être également évaluée pour le ou les créneaux libres Sl i antérieures au dit l’un quelconque des créneaux libres Sl i associé à la première manœuvre. A cet effet, et de manière générale, la première orbite X 1 (t_Sl i i de manœuvre relatifs aux créneaux libres antérieurs à la première manœuvre ΔVmax. 1 d’évitement est déterminée par interpolation des éphémérides liées à l'orbite de référence X ref . A cet effet, il conviendra au procédé d’ajustement de trajectoire orbitale d’un satellite 10 de commander les manœuvres d’évitement au satellite 10 non pas suivant l’ordre de détermination des manœuvres d’évitement, mais selon une exécution séquentielle temporelle de manœuvres selon la localisation temporelle des créneaux libres Sl i associés aux manœuvres d’évitement de collision déterminées. Selon la figure 9, un exemple non limitatif d’application d’une stratégie de détermination de créneaux libres Sl 1 , Sl i et de manœuvres d’évitement nécessaires pour éviter une collision du satellite 10 avec le nuage de débris d 1 , d i est représentée. A cet effet, une hypothèse est relative à la mise à disposition de 5 créneaux libres Sl 1 , Sl 2 , Sl 3 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre afin de pouvoir réaliser les manœuvres d’évitements de sorte à obtenir une probabilité globale P g de collision inférieure ou égale au seuil critique P th de collision. A titre d’exemple non limitatif, le seuil critique P th de collision est fixé à P th = 0.0005. Selon la figure 9, trois lignes représentatives de trois déterminations D1, D2, D3 de trois manœuvres d’évitements nécessaire à l’évitement de collision entre le satellite 10 et le nuage de débris d 1 , d i sont représentées. Une quatrième ligne de détermination D4 représente l’optimisation des paramètres de la troisième manœuvre, c’est-à-dire la variation de vitesse ΔV et la direction de la poussée de sorte à obtenir une probabilité globale P g de collision égale au seuil critique P th de collision, égal à P th = 0,0005. La première détermination D1 consiste à déterminer une première manœuvre ΔV. d’évitement sur l’un quelconque des cinq créneaux libres Sl 1 , Sl 2 , Sl 3 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre permettant d’obtenir une première probabilité globale la plus faible. A cet effet, d’une manière similaire à celle décrite au travers de la figure 7, une pluralité de manœuvres sur chaque créneau libre, selon chacune une pluralité de directions liées à la poussée de la manœuvre et selon une variation de vitesse ΔV maximum liée à chaque créneau libre Sl 1 , Sl 2 , Sl 3 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre est évaluée. Selon cette première détermination D1, la première manœuvre permettant d’obtenir la plus faible première probabilité globale P g1 de collision est une des manœuvres évaluées sur le troisième créneau libre Sl 3 , selon une première direction et selon la variation de vitesse ΔV3max maximale autorisée durant le troisième créneau libre Sl 3 . A titre d’exemple non limitatif, la première probabilité globale P g1 de collision obtenue a une valeur égale à P g1 = 0,001. Cette valeur de première probabilité globale P g1 suite à la première manœuvre ΔV3max. 3 = max d’évitement n’étant pas inférieure ou égale au seuil critique de P th de collision, une seconde manœuvre d’évitement de collision doit être déterminée. Selon la figure 9, la seconde détermination D2 consiste à déterminer une seconde manœuvre ΔV. d’évitement sur l’un quelconque des quatre créneaux libres Sl 1 , Sl 2 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre distinct du troisième créneau déjà déterminée pour la première manœuvre max d’évitement permettant d’obtenir une seconde probabilité globale P g2 la plus faible en tenant compte de l’effet de la première manœuvre max. A cet effet, d’une manière similaire à celle décrite au travers de la figure 8, une pluralité de manœuvres d’évitement sur chacun des quatre créneaux libres Sl 1 , Sl 2 , Sl 4 , Sl 5 , de manœuvre restant à disposition, est évaluée selon une pluralité de directions liées à la poussée de la manœuvre et selon une variation de vitesse ΔV maximale liée à chaque créneau libre Sl 1 , Sl 2 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre restant. Selon cette seconde détermination D2, la seconde manœuvre d’évitement permettant d’obtenir la plus faible seconde probabilité globale P g 2 de collision est une des manœuvres d’évitement évaluées sur le second créneau libre Sl 2 , selon une seconde direction et selon la variation de vitesse ΔV2max maximale autorisée durant le second créneau libre Sl 2 . A titre d’exemple non limitatif, la seconde probabilité globale P g 2 de collision obtenue a une valeur égale à P g 2 = 0,0007. Cette valeur de seconde probabilité globale P g 2 suite à la combinaison de la première manœuvre max et de la seconde manœuvre d’évitement max n’étant pas inférieure ou égale au seuil critique de P th de collision, une troisième manœuvre d’évitement de collision doit être déterminée. Selon la figure 9, la troisième détermination D3 consiste à déterminer une troisième manœuvre ΔV. d’évitement sur l’un quelconque des trois créneaux libres Sl 1 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre encore disponible, permettant d’obtenir une troisième probabilité globale P g3 la plus faible en tenant compte de l’effet combiné de la première manœuvre max d’évitement et de la seconde manœuvre max d’évitement. A cet effet, d’une manière similaire à celle décrite au travers de la figure 8, une pluralité de manœuvres d’évitement sur chacun des trois créneaux libres Sl 1 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre restant à disposition, est évaluée selon une pluralité de directions liées à la poussée de la manœuvre d’évitement et selon une variation de vitesse ΔV maximum liée à chaque créneau libre Sl 1 , Sl 4 , Sl 5 de manœuvre restant. Selon cette troisième détermination D3, la troisième manœuvre d’évitement permettant d’obtenir la plus faible troisième probabilité globale P g3 de collision est une des manœuvres évaluées sur le cinquième créneau libre Sl 5 , selon une cinquième direction et selon une variation de vitesse ΔV5max maximale autorisée durant le cinquième créneau libre Sl 5 . A titre d’exemple non limitatif, la troisième probabilité globale P g3 de collision obtenue a une valeur égale à P g2 = 0.0003, soit une valeur inférieure au seuil critique de P th de collision. Selon la figure 9, une quatrième détermination D4 consiste à ajuster les paramètres de la troisième manœuvre de sorte à obtenir une troisième probabilité globale P g3 de collision égale au seuil critique de P th de collision, à savoir P th = 0,0005. A cet égard, une valeur de variation de vitesse ΔV5 opt inférieure à la variation de vitesse ΔV5max maximale autorisée, et combinée à une cinquième direction optimisée au regard de la variation de vitesse ΔV5 opt optimale est obtenue. Selon la figure 9, une commande C d’évitement de collision du satellite 10 avec l’ensemble des débris d 1 , d i du nuage comprend la combinaison des trois manœuvres max, max, opt d’évitements déterminées effectuées selon un ordre temporelle lié aux trois créneaux libres associés auxdites trois manœuvre En d’autres termes, la commande C d’évitement de collision comporte une première commande C1 comprenant l’exécution durant le second créneau libre Sl 2 de la seconde manœuvre max d’évitement déterminée, puis la commande C d’évitement de collision comporte une seconde commande C2 comprenant l’exécution durant le troisième créneau libre Sl 3 de la première manœuvre max d’évitement déterminée, et enfin, la commande C d’évitement de collision comporte une troisième commande C3 comprenant l’exécution durant le cinquième créneau libre Sl 5 de la troisième manœuvre opt d’évitement déterminée. De manière optionnelle, et selon l’invention, afin de confirmer le résultat obtenu, à savoir la détermination de manœuvres du satellite permettant un évitement de collision entre le satellite et l’ensemble des débris du nuage, de préférence un calcul numérique de la trajectoire du satellite 10 comportant l’ensemble des manœuvres identifiées peut être effectuée. En effet, la propagation utilisée à des fin d’évaluation des manœuvres d’évitement sur la probabilité globale P g de collision, dite propagation rapide basée sur l’éphéméride de la matrice de transition d’état ϕ(t, t 0 ) et sur l’éphéméride de l'orbite de référence X ref du satellite 10, est une propagation simplifiée. De ce fait, la probabilité globale P g de collision peut être légèrement différente d’une probabilité globale de collision déterminée selon des déterminations numériques de propagation d’orbites, par exemple et de manière non limitative, à partir des paramètres orbitaux du satellite 10. Pour garantir que cette probabilité globale P g de collision est proche du seuil de probabilité critique P th de collision, une propagation numérique prenant en compte les manœuvres précédemment estimées doit être effectuée et la probabilité globale de collision doit être recalculée. Si toutefois, l’opération de calcul de la probabilité globale P g de collision basée sur une propagation numérique de l’orbite du satellite 10, comprenant notamment les manœuvres d’évitements déterminée précédemment aboutissait à une probabilité globale P g de collision supérieure au seuil de probabilité critique P th de collision, il conviendrait selon l’invention, de reprendre la détermination de manœuvres d’évitement supplémentaire selon le procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 décrit aux figures 7 et 8 à partir d’une nouvelle orbite de référence relative à l’orbite de satellite déterminé numériquement. Une solution plus simple que celle basée sur une vérification du calcul de la probabilité globale P g de collision par un calcul numérique de la propagation de l’orbite du satellite corrigée selon les manœuvres d’évitement déterminées précédemment, consiste simplement à fixer un seuil critique P th de probabilité de collision suffisamment petit afin de pallier aux incertitudes de la solution dite de propagation rapide. Selon la figure 10 un exemple non limitatif d’organigramme relatif au procédé 100 d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 comprend plusieurs étapes. La première étape consiste en la détermination 110 d’une trajectoire de référence de l’orbite X ref du satellite 10 depuis un instant initial t 0 jusqu’à la date de plus proche passage TCA 1 , TCA i la plus éloignée de l’instant initial t 0 . De préférence, selon l’invention, la détermination 110 de la trajectoire de référence de l’orbite X ref du sattelite 10 est déterminée selon une propagation en dérive libre de l’orbite X ref du satellite 10. La première étape est associée à une seconde étape relative à la détermination 120 d’une éphéméride d’une matrice de transition d’état ϕ(t, t 0 ) représentative de la trajectoire de référence de l’orbite X ref du satellite 10. Cette première étape est essentiel à l’invention. Elle permet notament de calculer toutes les matrices de transition d’état ϕ(t n , t m ) nécessaire au procédé d’ajustement de trajectoire orbitale de satellite. La matrice de transition d’état ϕ(t, t 0 ) déterminée permet une étape de propagation 130 d’au moins une première orbite X 1i alternative de l’orbite de référence X ref du satellite 10 selon au moins une première manœuvre ΔV. d’évitement liée au satellite 10 effectuée durant au moins un créneau horaire libre Sl 1 de manœuvre, et depuis au moins un instant t_Sl 1 de manœuvre du au moins un créneau horaire libre Sl 1 de manœuvre jusqu’à la date de plus proche passage TCA i la plus éloignée de l’instant initial t 0 . La propagation de l’au moins une première orbite X 1i alternative du satellite 10 permet une étape de détermination 140 analytique d’une probabilité individuelle P i de collision à chaque date de plus proche passage TCA 1 , TCA i pour chaque débris d 1 , d i ) liée à au moins la première orbite X 1i alternative du satellite 10. Le procédé 100 d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10, conformément à la description de la figure 3, comprend une étape de détermination 150 d’au moins une probabilité globale P g de collision selon l’ensemble des probabilités individuelles P i de collision déterminées selon l’au moins une première orbite X 1i alternative du satellite 10 liée à l’au moins une première manœuvre ΔV. d’évitement. Cette étape de déterination 150 d’au moins une probabilité globale P g de collision est suivie d’une étape de sélection 160 d’une au moins première probabilité globale P g de collision la plus faible parmis l’au moins une probabilité globale P g de collision déterminée. De préférence, le procédé 100 comprend une étape initiale selon laquelle chaque manœuvre ΔV. d’évitement comprend une valeur initiale de variation de vitesse maximale ΔVmax autorisée durant le la manœuvre ΔV. d’évitement. Le procédé 100 comprend également de préférence une étape d’ajustement 170 de la variation de vitesse ΔV de l’au moins une première manœuvre ΔV. d’évitement lorsque l’au moins une première probabilité globale P g la plus faible sélectionnée est inférieure à un seuil de probabilité critique P th de collision, de sorte à obtenir une au moins première probabilité globale P g de collision la plus proche possible voire égale au seuil de probabilité critique P th de collision. L’ajustement de la variation de vitesse ΔV peut également être associé à un ajustement de la direction de la manœuvre. Le procédé comporte égalemement une étape de détermination 180 d’une commande C du satellite 10 comportant au moins la première manœuvre liée à la première probabilité globale P g de collision la plus faible sélectionnée de sorte à minimiser au mieux le risque de collision du sateltte 10 avec le nuage de débris. De préférence, l’étape de propagation 130 d’orbite alternatives est répétée plusieurs fois par une étape d’itérations 190 mulitples sur la direction de la manoeuvre ΔV. d’évitement de sorte à obtenir une première pluralité d’orbites X 1i alternatives liées à une première pluralité de manœuvres ΔV. d’évitement et d’évaluer une première pluralité de probabilités P g globales de collisions liées à chacune des orbites alternatives liées à la première pluralité de manœuvres ΔV. d’évitement. De préférence, l’étape de propagation 130 d’orbite alternatives est répétée également plusieurs fois par une étape d’itérations 200 mulitples selon une pluralité de créneaux libres Sl 1 , Sl i de manœuvres du satellite 10 de sorte à obtenir une seconde pluralité d’orbites X 1i alternatives et d’évaluer une seconde pluralité de probabilités globales P g de collisions liées à la seconde pluralité d’orbites X 1i alternatives. Selon la figure 10, l’étape de détermination 180 d’une commande C du satellite 10 peut comprendre une pluralité d’étapes supplémentaires 230, 240, 250, 260, 270, 290, et 300 semblables au étapes précédent l’étape de détermination 180 d’une commande C, permettant de défnir un étape de détermination 280 de la commande C du satellite 10 pour laquelle au moins une seconde manœuvre d’évitement combinée à la première manœuvre liée à la première probabilité globale P g de collision la plus faible est également déterminée. L’au moins une seconde manœuvre est la seconde manoeuvre liée à une seconde probabilité de collision la plus faible déterminée selon les étapes du procédé 230, 240, 250, 260, 270, 290, et 300 Selon la figure 10, l’étape de détermination 280 de la commande C du satellite 10 pour laquelle au moins une seconde maneouvre d’évitement combinée à la première manœuvre liée à la première probabilité globale P g de collision la plus faible est également déterminée, peut comporter les étapes du procédé 210, 220 pour lesquelles la trajectoire de référence du satellite 10 est la trajectoire de la première orbite X 1i alternative du satellite 10 liée à la première probabilité globale P g de collision la plus faible. La trajectoire de la première orbite X 1i alternative du satellite 10 a pu être numériquement réévaluée en prenant en compte la première manœuvre d’évitement. La trajectoire de la première orbite X 1i alternative du satellite 10 servira de nouvelle trajectoire de référence, et permettre la génération de nouveaux éphémérides de la matrice de transition d’état ϕ(t, t 0 ). Selon la figure 11, un dispositif 400 de mise en œuvre du procédé d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut comprendre une unité de traitement d’informations 402 de type processeur tel que par exemple et de manière non limitative, un processeur spécialisé dans le traitement du signal, ou encore un microcontrôleur, ou tout autre type de circuit permettant d’exécuter des instructions de type logicielles. Le dispositif 400 comporte également de la mémoire vive 404 associée à l’unité de traitement d’informations 402. L’unité de traitement d’informations 402 est configurée pour exécuter un programme, dit encore programme d’ordinateur, comprenant des instructions mettant en œuvre le procédé 100 d’ajustement de trajectoire orbitale d’un satellite 10 décrit précédemment. Les instructions sont chargées dans la mémoire vive du dispositif 400 à partir de tout type de supports de stockage 406 tels que par exemple et de manière non limitative, une mémoire de type non volatile ou une mémoire externe telle qu’une carte mémoire amovible de stockage. Les instructions peuvent être également chargées par l’intermédiaire d’une connexion à un réseau de communication. Alternativement, le programme d’ordinateur, comprenant des instructions mettant en œuvre le procédé 100 d’ajustement de trajectoire orbitale du satellite 10 peut également être implémenté sous forme matérielle par une machine ou par un circuit intégré propre à une application ou encore par un circuit électronique de type réseau logique programmable. Il doit être bien entendu que la description détaillée de l’objet de l'Invention, donnée uniquement à titre d'illustration, ne constitue en aucune manière une limitation, les équivalents techniques étant également compris dans le champ de la présente invention. Procédé (100) d’ajustement de trajectoire orbitale de satellite (10) pour limiter un risque de collision avec un nuage de débris (d 1 , d i ) spatiaux, chaque débris (d 1 , d i ) comportant une date de plus proche passage (TCA 1 , TCA i ) avec le satellite (10), le procédé (100) comportant les étapes de : détermination (110) d’une trajectoire de référence de l’orbite (X ref ) du satellite (10) depuis un instant initial (t 0 ) jusqu’à la date de plus proche passage (TCA 1 , TCA i ) la plus éloignée de l’instant initial (t 0 ); détermination (120) d’une éphéméride de données de transition d’état (ϕ(t, t 0 )) représentative de la trajectoire de référence de l’orbite (X ref ) du satellite (10); propagation (130) selon l’éphéméride des données de transition d’état ϕ(t, t 0 ) déterminée d’au moins une première orbite (X 1i ) alternative de l’orbite de référence (X ref ) du satellite (10) selon au moins une première manœuvre (ΔV. ) d’évitement liée au satellite (10) effectuée durant au moins un créneau horaire libre de manœuvre (Sl 1 ), et depuis au moins un instant (t_Sl 1 ) de manœuvre du au moins un créneau horaire libre de manœuvre (Sl 1 ) jusqu’à la date de plus proche passage (TCA i ) la plus éloignée de l’instant initial (t 0 ); détermination (140) analytique d’une probabilité individuelle (P i ) de collision à chaque date de plus proche passage (TCA 1 , TCA i ) pour chaque débris (d 1 , d i ) selon l’au moins une première orbite (X 1i ) alternative du satellite (10) ; détermination (150) d’au moins une probabilité globale (P g ) de collision selon l’ensemble des probabilités individuelles (P i ) de collision déterminées selon l’au moins une première orbite (X 1i ) alternative du satellite (10) liée à l’au moins une première manœuvre (ΔV. ) d’évitement; sélection (160) d’une au moins première probabilité globale (P g ) de collision la plus faible parmis l’au moins une probabilité globale (P g ) obtenue selon l’étape (e); détermination (180) d’une commande (C) du satellite (10) comportant au moins la première manœuvre liée à la première probabilité globale (P g ) de collision la plus faible sélectionnée. Procédé (100) selon la revendication 1 caractérisé en ce que la détermination d’une trajectoire de référence de l’orbite (X ref ) du satellite (10) est déterminée selon une propagation en dérive libre de l’orbite (X ref ) du satellite (10). Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les étapes (c), (d) et (e) sont répétées de manière itérative (190) selon une pluralité de directions ( de l’au moins une première manœuvre (ΔV. ) d’évitement de sorte à obtenir une première pluralité d’orbites (X 1i ) alternatives liées à une première pluralité de manœuvres (ΔV. ) d’évitement et d’évaluer une première pluralité de probabilités (P g ) globales de collisions liées à chacune des orbites alternatives liées à la première pluralité de manœuvres (ΔV. ) d’évitement. Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que chaque manœuvre (ΔV. ) d’évitement comprend une valeur initiale de variation de vitesse maximale (ΔVmax) autorisée durant la manœuvre (ΔV. ) d’évitement. Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce qu’il comprend une étape (g), précédant l’étape (h), comportant un ajustement (170) de la variation de vitesse (ΔV) de l’au moins une première manœuvre (ΔV. ) d’évitement de la commande (C) lorsque l’au moins une première probabilité globale (P g ) la plus faible sélectionnée à l’étape (f) est inférieure à un seuil de probabilité critique (P th ) de collision, de sorte à obtenir une au moins première probabilité globale (P g ) de collision la plus proche possible voire égale au seuil de probabilité critique (P th ) de collision. Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les étapes (c), (d) et (e) sont répétées selon une pluralité de créneaux libres (Sl 1 , Sl i ) de manœuvres du satellite (10) de sorte à obtenir une seconde pluralité d’orbites (X 1i ) alternatives et d’évaluer une seconde pluralité de probabilités globales (P g ) de collisions liée à la seconde pluralité d’orbites (X 1i ) alternatives. Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que l’étape (h) comprend une étape de : détermination (280) d’au moins une seconde manœuvre de la commande (C) du satellite (10), la dite seconde maneouvre étant combinée à la première manœuvre liée à la première probabilité globale (P g ) de collision la plus faible, l’au moins une seconde manœuvre produisant une seconde orbite alternative (X 2 ) permettant le calcul d’une seconde probabilité de collision la plus faible selon les étapes du procédé (c) à (f). Procédé (100) selon la revendication précédente pour lesquelles la détermination de la seconde manœuvre de la commande (C) du satellite (10), comporte les étapes (a) et (b) du procédé (100) selon lesquelles la trajectoire de référence du satellite (10) est la trajectoire de la première orbite (X 1i ) alternative du satellite liée à la première probabilité globale (P g ) de collision la plus faible. Procédé (100) selon l’une quelconque des revendications précédentes selon laquelle l’éphéméride de données de transition d’état (ϕ(t, t 0 )) est une éphéméride de matrice de transition d’état. Produit programme d'ordinateur comprenant des instructions qui, lorsque le programme est exécuté par un ordinateur, conduisent celui-ci à mettre en œuvre les étapes du procédé (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9. Support de stockage (406) d’informations stockant un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour implémenter, par un processeur, le procédé (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, lorsque ledit programme est lu et exécuté par ledit processeur.