Brevet FR3149873A1 — publié le 20241220

L’invention concerne un système d’attache (10) d’un satellite (100) à au moins un engin spatial adjacent (200) comprenant au moins deux organes d’attache (20), le système d’attache (10) comprenant en outre un générateur de courant électrique continu (30) et un module de gestion (40) du sens du courant électrique, chaque organe d’attache (20) comprenant un électroaimant (21) alimenté par le générateur de courant (30) et dont le sens et le module du champ magnétique qu’il génère est configuré par le module de gestion (40), le système d’attache (10) comprenant une configuration d’attachement avec l’engin spatial adjacent (200) dans laquelle l’électroaimant (21) de chaque organe d’attache (20) présente un premier sens du moment magnétique généré et une configuration de détachement avec l’engin spatial adjacent (200) dans laquelle l’électroaimant (21) de chaque organe d’attache (20) présente un second sens du moment magnétique généré inverse au premier. Figure pour l’abrégé : Figure 3 Système d’attache d’un satellite La présente invention concerne un système d’attache d’un satellite, et plus particulièrement un système d’attache d’un satellite destiné à être empilé avec d’autres satellites. Les satellites et autres engins spatiaux sont utilisés à différentes fins, notamment pour la communication, la navigation, l'observation et la recherche. Cependant, le lancement de satellites dans l'espace est coûteux. De nombreux facteurs contribuent au coût élevé du lancement des satellites, et le lancement de plusieurs satellites en même temps permet de réduire les coûts. Néanmoins, le déploiement de plusieurs satellites implique de revoir les méthodes classiques de déploiement, ces dernières pouvant être source de collisions. Notamment, il est connu de relier le satellite au lanceur via une connexion ombilicale, permettant notamment d’assurer l’alimentation électrique des batteries du satellite depuis le lanceur avant que les panneaux solaires ne prennent le relais. Dans le cas d'un lancement de plusieurs satellites à partir d'un seul lanceur, une connexion ombilicale au lanceur pour chaque satellite individuel devient préjudiciable au lancement pour de multiples raisons. Par exemple, chaque connexion ombilicale ajoute un coût et une complexité au système de lancement dans son ensemble. En outre, les multiples connexions ombilicales risquent de provoquer des interférences entre elles, en particulier lorsque le nombre de satellites lancés par un seul lanceur augmente. Il est également possible de se passer d’une connexion ombilicale, lorsque les satellites comprennent une alimentation pour leur déploiement. Néanmoins, les satellites doivent alors être maintenus après éjection de tirants de gerbages, ces derniers permettant de maintenir l’ensemble empilé de satellites lors du décollage. En effet, la séparation simultanée des satellites au moment de l’éjection de ces tirants risquerait de causer des collisions. Dans le but de maintenir en cohésion les satellites, il est nécessaire de faire face aux différentes perturbations environnementales (par exemple le gradient de gravité, le couple et la force aérodynamique, etc.) ainsi que de contrer la force centripète qui tend à séparer les satellites du fait de la rotation de l’ensemble autour de la terre. La différence d’altitude des centres de gravité et la rotation de l’ensemble ont pour effet de créer une variation de vitesse entre les satellites. Ces différences de vitesses relatives entre satellites tendent à entraîner une distanciation qu’il est nécessaire de contrer. Il est connu du document US20220119135 un système d’attache d’un ensemble empilé de satellites basé sur des vis sans fins, qui permet à la fois de maintenir les satellites entre eux et de les relâcher un par un. Néanmoins un tel système présente l’inconvénient d’être lourd et couteux, et ne pas permettre un déploiement simultané de l’ensemble des satellites de l’ensemble empilé. Il existe donc un besoin pour un système d’attache d’un satellite qui permette de gérer les risques de collision lors du déploiement d’un ensemble empilé de satellites, qui soit léger, peu coûteux et qui permette à la fois un déploiement séquentiel et simultané des satellites. A cet effet, l’invention concerne un système d’attache d’un satellite à au moins un engin spatial adjacent comprenant au moins deux organes d’attache, le système d’attache comprenant en outre un générateur de courant électrique continu et un module de gestion du sens du courant électrique, chaque organe d’attache comprenant un électroaimant alimenté par le générateur de courant et dont le sens et le module du moment magnétique qu’il génère est configuré par le module de gestion, le système d’attache comprenant une configuration d’attachement avec l’engin spatial adjacent dans laquelle l’électroaimant de chaque organe d’attache présente un premier sens du moment magnétique généré et une configuration de détachement avec l’engin spatial adjacent dans laquelle l’électroaimant de chaque organe d’attache présente un second sens du moment magnétique généré inverse au premier. Le système d’attache selon l’invention permet ainsi d’obtenir une attache magnétique entre un satellite et au moins un engin spatial adjacent. Le système d’attache permet avantageusement de séparer le satellite dudit engin spatial adjacent par simple inversion du courant électrique traversant les électroaimants des organes d’attache. Cette inversion entraîne un effet de répulsion entre le satellite et l’au moins un engin spatial adjacent qui entraine une distanciation, permettant de diminuer, voire de prévenir, les risques de collision. En outre, le système d’attache par son attache magnétique garantit de fait une plus grande robustesse par rapports aux dispositifs mécaniques de l’art antérieur. La minimisation des risques de collision est également obtenue du fait de la souplesse et d’une très bonne synchronisation possible entre plusieurs systèmes d’attache de plusieurs satellites empilés, ce qui assure des qualités de prédictibilité et de répétabilité. De manière avantageuse, le système d’attache de l’invention peut être porté par un satellite afin de s’attacher à un ou plusieurs satellites adjacent et/ou à un lanceur, un lanceur afin d’attacher un satellite. Selon un mode de réalisation de l’invention, les électroaimants des organes d’attache sont configurés pour s’attacher avec des moyens d’attache de l’engin spatial adjacent, lesdits moyens d’attache étant sélectionnés dans le groupe consistant en un ou plusieurs électroaimants, un ou plusieurs aimants ou une combinaison de ces derniers. Selon un mode de réalisation de l’invention, les électroaimants des organes d’attaches sont configurés pour générer des moments magnétiques parallèles entre eux. Selon un mode de réalisation de l’invention, le module de gestion est configuré pour que le moment magnétique généré par l’ensemble des électroaimants des organes d’attache soit nul dans la configuration d’attachement, et soit optionnellement nul dans la configuration de détachement. Selon un mode de réalisation de l’invention, l’électroaimant d’au moins un des organes d’attache est configuré pour faire partie d’un magnéto-coupleur d’un système de commande d'attitude et d'orbite du satellite. L’invention concerne également un satellite comprenant un système d’attache tel que défini précédemment. Selon un mode de réalisation de l’invention, au moins une extrémité d’au moins un des électroaimants forme une surface d’attache magnétique du satellite audit au moins un engin spatial adjacent. Selon un mode de réalisation de l’invention, au moins une extrémité d’au moins un des électroaimants peut être disposée en arrière d’une paroi du satellite formant une surface d’attache magnétique audit au moins un engin spatial adjacent. Selon un mode de réalisation de l’invention, le satellite comprend en outre un système de commande d'attitude et d'orbite comprenant au moins deux magnéto-coupleurs générant des moments magnétiques parallèles, où au moins deux des magnéto-coupleurs comprennent des électroaimants des organes d’attache. L’invention concerne en outre un lanceur comprenant au moins un satellite, notamment dont au moins est un satellite est tel que défini précédemment, et au moins un système d’attache audit satellite tel que défini précédemment. Notamment, le lanceur comprend un ensemble empilé de satellites tel que défini précédemment. L’invention concerne également une méthode de dispersion séquentielle de satellites d’un ensemble empilé tel que défini précédemment, chaque satellite comprenant un système d’attache tel que défini précédemment dont les électroaimants sont en regard des électroaimants du ou des satellites adjacents, la méthode comprenant les étapes suivantes : a) maintient attaché des satellites de l’ensemble empilé par une configuration d’attachement des systèmes d’attache de chaque satellite, ladite configuration d’attachement étant adaptée pour mettre face à face le pôle magnétique nord d’un électroaimant d’un satellite avec le pôle magnétique sud d’un électroaimant d’un satellite adjacent, et inversement, b) mise dans la configuration de détachement du système d’attache du seul satellite en haut l’ensemble empilé, entraînant, pour chacun de ses électroaimants en regard d’un électroaimant du satellite adjacent une inversion de ses pôles magnétiques, c) éloignement dudit satellite de l’ensemble empilé par répulsion avec le satellite adjacent, d) répétition des étapes b) et c) jusqu’au dernier satellite de l’ensemble empilé. L’invention concerne enfin une méthode de dispersion simultanée de satellites d’un ensemble empilé tel que défini précédemment, où au moins un satellite sur deux adjacents et empilés comprend un système d’attache tel que défini précédemment, et où un satellite comprenant un système d’attache comprend des électroaimants disposés en regard d’électroaimants et/ou d’aimants d’au moins un satellite adjacent, la méthode comprenant les étapes suivantes : a) maintient attaché des satellites de l’ensemble empilé par une configuration d’attachement des systèmes d’attache de chaque satellite en possédant, ladite configuration d’attachement étant adaptée pour mettre face à face le pôle magnétique nord des électroaimants de ces satellites avec le pôle magnétique sud d’un électroaimant ou d’un aimant du ou des satellites adjacents, et inversement b) mise dans la configuration de détachement du système d’attache d’un satellite sur deux où chacun desdits satellites comprend un système d’attache, entraînant, pour chacun de leurs électroaimants en regard d’un électroaimant ou d’un aimant d’au moins un satellite adjacent une inversion de ses pôles magnétiques, c) dispersion de l’ensemble des satellites de l’ensemble empilé par répulsion de chacun des satellites avec le ou les satellites adjacents. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : La représente un système d’attache selon l’invention comprenant deux organes d’attache comprenant chacun un électroaimant. Les flèches creuses et pleines représentent le moment magnétique généré par les électroaimants. Les têtes de flèches pleines et creuses seules représentent le sens du courant électrique induit par un module de gestion du système d’attache et traversant les électroaimants. La représente trois vues isométriques (A, B et C) de trois modes de réalisation d’un satellite comprenant un système d’attache selon l’invention. Sur la figure 2A, le système d’attache comprend deux organes d’attache comprenant chacun un électroaimant, sur la figure 2B le système d’attache comprend trois organes d’attache comprenant chacun un électroaimant et sur la figure 2C le système d’attache comprend quatre organes d’attache comprenant chacun un électroaimant. Sur ces figures, « N » représente le pôle nord magnétique ou le signe « + » du moment magnétique généré par un électroaimant et « S » représente le pôle sud magnétique ou le signe « - ». Les flèches représentent les moments magnétiques générés, où l’épaisseur de chaque flèche est fonction du module du moment magnétique. La représente une vue isométrique d’un ensemble empilé de satellites comprenant chacun un système d’attache avec trois organes d’attache, l’ensemble étant attaché à un lanceur. La représente trois dispositions (A, B, C) des satellites de l’ensemble empilé de la lors de leur déploiement. La figure 4A représente une disposition de départ où tous les satellites sont attachés par leur système d’attache. La figure 4B représente une disposition durant un déploiement simultané des satellites où tous les satellites sont détachés les uns des autres. La figure 4C représente une disposition lors d’un déploiement séquentiel des satellites où seul le satellite du haut de l’ensemble empilé est détaché. Sur ces figures, « N » représente le pôle nord magnétique ou le signe « + » du moment magnétique généré par un électroaimant et « S » représente le pôle sud magnétique ou le signe « - ». Les flèches représentent les moments magnétiques générés, où l’épaisseur de chaque flèche est fonction du module du moment magnétique. Pour plus de lisibilité, sur les figures 4A et 4C, seuls les pôles des électroaimants disposés au niveau de la surface supérieure du satellite en haut de l’ensemble empilé ont été représentés. Description détaillée de l’invention Les réalisations suivantes sont des exemples. Bien que la description se réfère à un ou plusieurs modes de réalisations, ceci ne signifie pas nécessairement que chaque référence concerne le même mode de réalisation, ou que les caractéristiques s’appliquent seulement à un seul mode de réalisation. De simples caractéristiques de différents modes de réalisation peuvent également être combinées et/ou inter-changées pour fournir d’autres modes de réalisation. Dans la présente description, on entend par supérieur, latéral, inférieur, dessus et dessous une orientation par rapport à l’engin spatial (satellite ou lanceur) dans lequel est destiné à être implanté le système d’attache, lorsque le satellite est monté dans un lanceur sur terre. Ainsi la face supérieure et lace inférieure du satellite sont opposées entre elles selon la verticale, la ou les faces latérales s’étendent entre la face supérieure et la face inférieure. La hauteur du satellite est définie entre sa surface supérieure et sa surface inférieure. L’invention se rapporte à un système d’attache 10 d’un satellite 100 à au moins un engin spatial 200 adjacent. L’engin spatial 200 adjacent correspond notamment à un autre satellite 201 ou bien un lanceur 202 transportant le satellite 100. C’est pourquoi le système d’attache 10 peut tout aussi bien être installé dans un satellite 100 ou bien dans un lanceur 202. Dans le cadre d’un satellite 100, ce dernier peut ainsi être attaché au lanceur 202, et plus précisément à l’étage comprenant la charge utile, et/ou à un satellite adjacent 201 ou bien à deux satellites adjacents 201. Pour plus de clarté, la présente description est présentée par l’attache d’un satellite 100 à l’engin spatial 200 adjacent. Néanmoins, l’homme du métier comprendra que l’inverse est réalisable sans aucune modification à ajouter. Le système d’attache 10 comprend au moins deux organes 20 d’attache comprenant chacun un électroaimant 21. Ces électroaimants 21 ont pour fonction d’attacher magnétiquement le satellite 100 audit au moins un engin spatial 200 adjacent. Dans le but d’obtenir une telle attache magnétique, ledit au moins un engin spatial adjacent 200 comprend notamment des moyens d’attache sélectionnés dans le groupe consistant en un ou plusieurs électroaimants, un ou plusieurs aimants ou une combinaison de ces derniers. Notamment, lorsque les moyens d’attache comprennent un ou plusieurs électroaimants, ces derniers peuvent faire partie d’un système d’attache 10 porté par l’engin spatial adjacent 200. Les électroaimants 21 peuvent notamment être formés par une bobine 22 entourée autour d’un cœur ferromagnétique 23, notamment un cœur ferromagnétique doux. Le cœur ferromagnétique 23 peut prendre n’importe quelle forme et notamment une forme cylindrique droite. Les électroaimants 21 comprennent deux extrémités 24 correspondant chacune à un pôle magnétique du champ magnétique généré, permettant l’attache du satellite 100 à l’au moins un engin spatial adjacent 200. Chaque extrémité 24 de l’électroaimant 21 est formée par une extrémité 25 du cœur ferromagnétique 23. A cet effet, le cœur ferromagnétique 23 dépasse ou affleure aux extrémités 26 de la bobine 22. La disposition des pôles magnétiques des électroaimants 21 est déterminée par le sens du courant qui les traverse. Chaque électroaimant 21 peut comprendre un nombre de spires de la bobine 22 autour du cœur ferromagnétique 23 adapté au module du moment magnétique souhaité, un plus grand nombre de spires entraînant un plus grand module du moment magnétique émis pour la même intensité de courant électrique traversant l’électroaimant 21. Selon un mode de réalisation particulier de l’invention, les électroaimants 21 des organes d’attaches 20 sont configurés pour générer des moments magnétiques parallèles entre eux. A cette fin, les cœurs ferromagnétiques 23 des électroaimants 21 peuvent s’étendre parallèlement entre eux. Les électroaimants 21 peuvent notamment générer chacun un moment magnétique de 100 à 500 Am 2 , permettant d’obtenir une force d’attraction ou de répulsion (fonction du sens du champ magnétique généré) de 100 à 500 N chacun. Les électroaimants 21 ont notamment un moment rémanent négligeable. Par « négligeable », il est entendu qu’en absence de courant électrique, les électroaimants 21 ne permettent pas une attraction magnétique de l’engin spatial adjacent 200, et que cette attraction soit permise lors de l’activation des électroaimants. Pour le fonctionnement des électroaimants 21, le système d’attache 10 comprend un générateur de courant continu 30 et un module de gestion 40 du sens et de l’intensité de ce courant avant sa distribution aux électroaimants 21. La représente la relation des différents éléments d’un système d’attache 10 comprenant deux organes d’attache 20. Ainsi, le générateur de courant 30 délivre un courant continu au module de gestion 40 qui l’injecte ensuite dans chaque électroaimant 21. Le générateur de courant continu 30 peut notamment correspondre à des batteries et/ou à des panneaux photovoltaïques. Le générateur de courant continu 30 peut notamment correspondre au générateur du satellite 100. Ainsi le satellite 100 peut comprendre un générateur 30 dédié au système d’attache 10 ou bien un seul générateur alimentant le système d’attache 10 et d’autres systèmes. Le module de gestion 40 a pour rôle de configurer le sens et le module du moment magnétique de chaque électroaimant 21 des organes d’attache 20. A cette fin, le module de gestion 40 configure le sens et l’intensité du courant électrique qui traverse chaque électroaimant 21. Le module de gestion 40 peut notamment comprendre une unité de commande pilotant un convertisseur continu/continu (DC/DC), ledit convertisseur DC/DC pouvant notamment correspondre à une série d’interrupteurs. Le module de gestion 40 peut notamment comprendre une unité centrale dans laquelle est stocké un logiciel apte à contrôler une ou plusieurs cartes électroniques agissant comme générateur de tension pour les électroaimants 21. Le module de gestion 40 peut comprendre en outre une unité de communication, apte à recevoir et optionnellement à émettre des informations avec l’au moins un engin spatial adjacent 200. Cet aspect de l’invention est notamment intéressant lors de la séquence de séparation des satellites d’un ensemble empilé 300, comme il sera vu plus loin, afin de synchroniser les modules de gestion 40 des différents satellites 100 entre eux. Lorsque le module de gestion 40 ne comprend pas d’unité de communication dédié, il peut notamment interagir avec un système de communication du satellite 100, aux mêmes fins. Le système d’attache 10 comprend une première configuration, d’attachement, dans laquelle le module de gestion 40 est configuré pour injecter dans chaque électroaimant 21 un premier courant électrique (pointes de flèche creuses) présentant un premier sens et une première intensité, de sorte que chaque électroaimant 21 génère un premier champ magnétique (flèches creuses) avec un premier moment magnétique. Comme il sera vu plus loin, le premier moment magnétique de chaque électroaimant 21 peut varier d’un électroaimant 21 à l’autre. Notamment, le module de gestion 40 est configuré pour que le moment magnétique de l’ensemble des électroaimants 21 dans la configuration d’attache soit nul. Cet aspect permet d’éviter de créer un couple perturbateur électromagnétique sur le satellite en présence du champ magnétique terrestre. Le système d’attache 10 comprend une deuxième configuration, de détachement, dans laquelle le module de gestion 40 est configuré pour injecter dans chaque électroaimant 21 un second courant électrique avec un second sens (pointes de flèche pleines) contraire au premier et une seconde intensité. Il est ainsi obtenu que chaque électroaimant 21 génère un second moment magnétique (flèche pleine), également contraire au premier. L’intensité du second courant électrique traversant chaque électroaimant 21 peut être égale, inférieure ou supérieure, à celle du premier courant électrique, générant ainsi un second moment magnétique de plus faible module, de plus grand module ou de module égal avec le premier. Un plus grand module entrainera une plus grande répulsion. Notamment, le module de gestion est configuré pour que le moment magnétique de l’ensemble des électroaimants 21 dans la configuration de détachement soit nul. Si ce n’est pas le cas, alors un couple perturbateur électromagnétique peut être présent après le détachement du satellite 100. Dans cette situation, le satellite 100 peut comprendre un système de commande d'attitude et d'orbite configuré pour atténuer, voire supprimer, le couple perturbateur persistant, notamment par l’activation de roue d’inertie, permettant d’éviter un mauvais positionnement du satellite 100. En outre, le module de gestion 40 peut être configuré conjointement à une disposition des organes d’attache 20 de sorte à s’assurer que le couple mécanique généré par l’ensemble des électroaimants 21 soit nul, permettant d’obtenir une poussée équilibrée d’éloignement du satellite 100. Le module de gestion 40 peut ainsi être configuré pour que la somme de l’ensemble des modules respectifs des moments magnétiques des électroaimants 21 orientés dans un même sens soit égale avec celle de l’ensemble des modules respectifs des moments magnétiques des électroaimants 21 orientés en sens inverse. La présence d’un couple mécanique nul permet de prévenir un basculement du satellite 100 lors de son détachement dû à une poussée déséquilibré des organes d’attache 20, et ainsi éviter que le satellite 100 ne percute l’engin spatial adjacent 200. A cet effet, les électroaimants 21 peuvent être notamment disposés sur un axe passant par le centre de gravité G du satellite 100 et étant perpendiculaire à la poussée des électroaimants 21, les électroaimants de chaque orientation étant disposés de manière symétrique en position et en force magnétique selon le centre de gravité G, ou selon un polygone régulier présentant au moins un axe de symétrie passant par le centre de gravité G du satellite 100, ledit polygone étant disposé dans un plan perpendiculaire à la poussée de l’ensemble des électroaimants 21, deux points du polygone étant disposés sur un des axes de symétrie de manière équidistante par rapport au centre de gravité G, les électroaimants 21 de chaque orientation étant disposés de manière symétrique en position et en force magnétique selon ledit axe de symétrie. Le système d’attache 10 de l’invention peut bien entendu être utilisé en association avec des systèmes classiques d’attache, notamment passifs. Un électroaimant 21 peut comprendre une de ses extrémités 24 disposée au niveau d’une surface d’attache magnétique 101 du satellite 100 et son autre extrémité 24 disposée au niveau d’une autre surface d’attache 101 du satellite 100. Par « disposée au niveau », on entend que ladite extrémité 24 forme ou bien est en retrait d’une paroi formant ou bien est en retrait d’une paroi formant ladite surface d’attache magnétique 101. Ainsi, selon un mode de réalisation de l’invention, au moins une extrémité 24 d’au moins un des électroaimants 21 forme une surface d’attache magnétique 101 du satellite 100 audit au moins un engin spatial adjacent 200. De manière alternative ou complémentaire, au moins une extrémité 24 d’au moins un des électroaimants 21 peut être disposée en arrière d’une paroi du satellite 100 formant une surface d’attache magnétique 101. Ladite extrémité 24 est notamment accolée à ladite paroi du satellite 100. Ladite paroi du satellite 100 est choisie de manière à permettre l’attache magnétique de l’électroaimant 21 avec ledit au moins un engin spatial adjacent 200. Dans cette configuration, ladite paroi du satellite 100 est notamment dans un matériau ferromagnétique. Cet aspect permet d’éviter un contact direct de l’électroaimant 21 avec les moyens d’attache 203 de l’engin spatial adjacent 200, et donc préserve son intégrité lors du transport. Ladite au moins une surface d’attache magnétique 101 peut être disposée au niveau de la face supérieure 102, inférieure 103 ou latérale 104 du satellite 100. En particulier, la face supérieure 102, la face inférieure 103 et/ou la face latérale 104 du satellite 100 comprennent une ou plusieurs surfaces d’attache magnétique 101. L’au moins une surface d’attache 101 peut être en retrait, affleurer ou bien dépasser de l’une de ces surfaces 102, 103, 104. Une position en retrait ou un dépassement permet notamment d’obtenir une imbrication du satellite 100 avec l’au moins engin spatial adjacent 200 adjacent lorsque la surface en regard de l’engin spatial adjacent 200 présente une forme complémentaire. Cet aspect permet augmenter la stabilité d’un ensemble empilé 300 de satellites 100 lors du transport dans un lanceur 202. Lorsque la ou au moins une des surfaces d’attache magnétique 101 est disposée au niveau de la face supérieure 102 ou inférieure 103 du satellite 100, cet aspect permet l’empilement du satellite 100 avec d’autres satellites adjacents 201 dans un lanceur 202. Notamment, les surfaces d’attache magnétique 101 sont réparties équitablement sur la surface de la face supérieure 102 et/ou inférieure 103, en particulier selon la forme d’un polygone régulier, d’un cercle ou d’un quadrillage, notamment centrée sur le centre de ladite face 102, 103. Selon un mode de réalisation particulier, la face supérieure 102 et la face inférieure 103 comprennent chacune au moins une surface d’attache 101. Dans cette configuration l’électroaimant 21 peut traverser le satellite 100 depuis sa face inférieure 103 jusqu’à sa face supérieure 102, comme il est représenté sur la . Lorsqu’au moins une des surfaces d’attache magnétique 101 est disposée au niveau d’une face latérale 104 du satellite, cet aspect permet d’attacher latéralement plusieurs satellites sur un même niveau du lanceur 202. La paroi du satellite 100 ou l’extrémité de l’électroaimant 21 formant une surface d’attache magnétique 101 au niveau de la face inférieure 103 du satellite 100 peut en outre former pied pour le satellite 100 et avoir une fonction supplémentaire de support de ce dernier. La surface d’attache magnétique 100 peut être recouverte d’une couche de matériau adaptée pour limiter, voire empêcher, les forces de friction à son encontre. Cette couche de matériau est notamment en polyimide, par exemple du polyimide Vespel SP3® fourni par la société Dupont®. La couche de matériau a pour fonction d’éviter un contact direct entre la surface d’attache 101 et le moyen d’attache 203 de l’engin spatial adjacent 200. Un tel contact peut en effet entrainer l’apparition de soudures entre les deux éléments sous l’effet des vibrations lors du décollage et du vol du lanceur 202. L’épaisseur de cette couche est choisie afin de pas impacter les propriétés d’attache magnétique des organes d’attache 20. Notamment, l’engin spatial adjacent est dépourvu d’une telle couche au niveau de sa surface d’attache 101 ou de sa surface de fixation avec l’organe d’attache 20. Le matériau est notamment un matériau antidérapant, par exemple du carbure de tungstène déposé sur une lame de titane. La couche en matériau antidérapant permet en outre d’éviter des glissements latéraux du satellite 100 par rapport à l’engin spatial adjacent 200. Le satellite 100 peut également comprendre un ou plusieurs aimants destinés à être attachés magnétiquement avec un système d’attache 10 porté par l’au moins un engin spatial adjacent 200. L’au moins un aimant peut notamment être disposé au niveau d’une ou de plusieurs surfaces de fixation disposées au niveau de la face supérieure 102, inférieure 103 et/ou latérale 104 du satellite 100. On se tournera à présent vers la qui représente trois modes de réalisation (2A, 2B et 2C) d’un satellite 100 comprenant un système d’attache 10 avec un nombre différents d’organes d’attache : deux, trois et quatre respectivement. Dans ces différentes représentations, le satellite 100 est représenté avec une configuration d’attache. Dans les exemples représentés, le satellite 100 est un satellite plat ». Par « satellite plat » il est entendu dans l’invention un satellite dont la hauteur est inférieure aux autres dimensions. Même le système d’attache 10 de l’invention est particulièrement bien adapté pour les satellites plats, il est implantable dans des satellites de toutes formes et de toutes dimensions. Sur la figure 2A, le satellite 100 comprend un système d’attache 10 comprenant deux organes d’attache 20. On remarque sur cette figure que les deux électroaimants 21 génèrent un moment magnétique de sens contraire et de même module. Il est ainsi obtenu un moment magnétique nul de l’ensemble des organes d’attache 20. Comme représenté, lorsque deux extrémités 24 de deux électroaimants 21 sont disposées au niveau de la face supérieure 102 ou inférieure 103, ces dernières sont préférentiellement disposées le long d’une droite passant par le centre du satellite 100. Sur la figure 2B, le satellite 100 comprend un système d’attache 10 comprenant trois organes d’attache 20. On remarque sur cette figure que deux électroaimants 21 génèrent un moment magnétique de même sens et de même module et qu’un troisième génère un moment magnétique de sens opposé et de plus grand module, notamment d’un module égale à la somme des deux autres moments magnétiques. Il est ainsi obtenu un moment magnétique nul de l’ensemble des organes d’attache. Comme représenté, lorsque trois extrémités 24 de trois électroaimants 21 sont disposées au niveau de la face supérieure 102 ou inférieure 103, ces dernières sont préférentiellement disposées selon un triangle isocèle, en particulier équilatéral. Comme représenté, les électroaimants peuvent être répartis selon un triangle isocèle (en pointillé) dont la hauteur passe par le centre de gravité G, dont les deux électroaimants 21 générant un moment magnétique dans le même sens sont disposés au niveau des deux extrémités de la base du triangle et le dernier est disposé au niveau du sommet du triangle, le sommet et la base étant disposé à équidistance l du centre de gravité G. Pour une meilleure lisibilité de la figure, le triangle isocèle et le centre de gravité G sont projetés au niveau de la surface supérieure 102. Sur la figure 2C, le satellite 100 comprend un système d’attache 10 comprenant quatre organes d’attache 20. On remarque sur cette figure que deux électroaimants 21 génèrent un moment magnétique de même sens et de même module et que les deux autres génèrent un moment magnétique de sens opposé et de même module que les deux premiers. Il est ainsi obtenu un moment magnétique nul de l’ensemble des organes d’attache. Comme représenté, lorsque quatre extrémités 24 de quatre électroaimants 21 sont disposées au niveau de la face supérieure 102 ou inférieure 103, ces dernières sont préférentiellement disposées selon un rectangle, en particulier d’un carré. Le centre du rectangle coïncide notamment avec le centre de la face supérieure 102 ou inférieure 103. Notamment, et comme représenté, le pôle sud d’un électroaimant 21 au niveau d’une face 102, 103 est disposé à côté de deux pôles nord de deux autres électroaimants 21, et inversement. Ainsi, le long de la périphérie de chaque face 102, 103, le pôle nord d’un électroaimant 21 succède à un pôle sud d’un autre électroaimant 21, et est suivi par le pôle sud d’un autre électroaimant 21. Une telle configuration permet d’améliorer la stabilité d’attache audit au moins un engin spatial adjacent 200. Comme on peut le voir sur ces figures 2A à 2C, les électroaimants 21 peuvent être disposés à proximité des bords latéraux du satellite 100 avec les extrémités 24 disposées au niveau de la face supérieure 102 et de la face inférieure 103. Les surfaces d’attache magnétiques 101 sont ainsi disposées proches du bord des faces supérieure 102 et inférieure 103. Néanmoins, les surfaces d’attache magnétiques 101 peuvent être disposées n’importe où au niveau des faces supérieure 102, inférieure 103 et latérale 104. Notamment, les surfaces d’attache magnétiques 101 sont disposées en regard de surfaces d’attache magnétiques 101 d’organe d’attache 20 et/ou de surfaces de fixation d’aimants portées par l’au moins un engin spatial adjacent 200. Selon un mode de réalisation de l’invention, au moins deux des électroaimants 21 sont des magnéto-coupleurs d’un système de commande d'attitude et d'orbite (SCAO) du satellite 100. Le SCAO permet de gérer l’attitude et l’orientation du satellite 100 dans l’espace. Le SCAO comprend au moins deux magnéto-coupleurs générant des moments magnétiques parallèles entre eux afin de créer un couple électromagnétique sur le satellite 100 en présence du champ magnétique terrestre. De manière avantageuse ici, au moins une partie des électroaimants 21 présente une double fonction d’attache magnétique à un engin spatial adjacent 200 et de gestion de l’attitude et de l’orientation du satellite 100. Le fait d’utiliser au moins une partie des électroaimants comme magnéto-coupleurs permet de réduire les coûts de conception et donc du lancement des satellites. En outre, dans le cas de satellites plats, l’utilisation d’au moins une partie des électroaimants pour former au moins une partie des magnéto-coupleurs est d’autant plus avantageuse que ce type de satellites, du fait de sa faible hauteur, contraint l’ergonomie des systèmes SCAO actuels. Ainsi, dans le cas d’un satellite plat, au moins partie des électroaimants 21 fait notamment partie du magnéto-coupleur disposé selon la hauteur du satellite 100 afin d’augmenter, voire de fournir, le moment magnétique du SCAO dans cette direction. On se tournera à présent vers la qui représente un ensemble empilé 300 de satellites 100. Dans l’exemple représenté, chaque satellite 100 comprend un système d’attache 10 comprenant trois organes d’attache 20, où chaque organe d’attache 20 d’un satellite 100 coïncide avec un organe d’attache 20 d’un satellite adjacent 201. Ainsi l’ensemble des organes d’attache 20 sont empilés les uns sur les autres. Dans l’exemple représenté, chaque satellite 100 comprend un système d’attache 10, de sorte que chacun est aussi le satellite adjacent 201 d’au moins un autre. Dans l’exemple représenté, le lanceur 202 comprend également trois organes d’attache 20 attachés aux organes d’attache 20 du satellite 100 juste au-dessus. Ainsi les moyens d’attache 203 du lanceur 202 correspondent à un système d’attache 10 de l’invention. Ici, un seul satellite 100 est représenté par niveau, mais plusieurs satellites 100 peuvent être présents à chaque niveau et notamment attachés entre eux par des organes d’attache 20 disposés au niveau des faces latérales 104. La représente deux cinétiques de dispersion des satellites de l’ensemble empilé 300. Sur la figure 4A est représenté le sens du moment magnétique de chaque électroaimant 21 des organes d’attache 20, dans une configuration d’attachement. Ainsi, on remarque au niveau du satellite 100 supérieur (en haut de l’ensemble empilé) que le moment magnétique de l’ensemble des trois électroaimants est nul, à l’image de la figure 2B, et que chaque satellite présente la même configuration, de sorte que les pôles sud magnétiques des électroaimants d’un satellite 100 soient au contact des pôles nord des électroaimants du ou des satellites adjacents 201 ou du lanceur 202, et vice-versa. Ainsi, l’ensemble des modules de gestion 40 des satellites injecte un premier courant électrique pour chaque électroaimant 21 selon la même configuration. L’ensemble empilé 300 de satellites 100 est ainsi maintenu en position. Sur la figure 4B, les modules de gestion de chaque satellite 100 ont été configurés pour permettre une dispersion simultanée des satellites 100. A cet effet, pour un satellite sur deux de l’ensemble empilé 300, le module de gestion 40 injecte dans chaque électroaimant 21 un second courant électrique inverse au premier. De fait, les pôles magnétiques nord et sud de deux des électroaimants de deux satellites adjacents se retrouvent alors face à face, ce qui repousse ces derniers deux à deux. Il en va de même avec les électroaimants portés par le lanceur 202, ce qui repousse l’ensemble de l’ensemble empilé 300. On comprend que dans cette configuration de dispersion, l’implantation d’un système d’attache 10 dans un satellite 100 sur deux de l’ensemble empilé 300 (ceux qui vont changer le sens de leur moment magnétique généré) est suffisante pour obtenir le même résultat. Les satellites adjacent 201 peuvent simplement comprendre des moyens d’attaches qui garderont le même sens de moment magnétique émis durant l’opération de dispersion. La différence d’altitude des centres de gravité des satellites entraîne par la suite une distanciation de chaque satellite 100 qui accentue leur séparation. Sur la figure 4C, les modules de gestion 40 des satellites ont été configurés pour permettre une dispersion séquentielle des satellites 100. A cet effet, le module de gestion 40 du seul satellite en haut de l’ensemble empilé 300 injecte un second courant électrique inverse au premier, ce qui entraîne pour ce seul satellite la mise en présence face à face des pôles magnétiques nord et sud avec ceux du satellite 201 adjacent inférieur. Une fois le satellite 100 éloigné de l’ensemble empilé 300, le nouveau satellite 100 en haut de l’ensemble empilé 300 prendra le relais. Selon un mode de réalisation de l’invention, les modules de gestion 40 peuvent également être configurés pour entraîner une dispersion par grappe des satellites 100, c’est-à-dire une dispersion d’ensembles de plusieurs satellites 100 de l’ensemble empilé 300. Selon un mode de réalisation de l’invention, le module de gestion peut être configuré pour qu’une fois le satellite 100 s’est éloigné du ou des satellites adjacents 201 ou du lanceur 202, certains de ses électroaimants 21 restent actifs (traversés par un courant) et génèrent un moment magnétique, notamment lorsqu’ils font partie du SCAO. Alternativement, le module de gestion 40 peut être configuré pour que tous les électroaimants soient inactifs lors de l’éloignement dudit satellite 100. Système d’attache (10) d’un satellite (100) à au moins un engin spatial adjacent (200) comprenant au moins deux organes d’attache (20), caractérisé en ce que le système d’attache (10) comprend en outre un générateur de courant électrique continu (30) et un module de gestion (40) du sens du courant électrique, chaque organe d’attache (20) comprenant un électroaimant (21) alimenté par le générateur de courant (30) et dont le sens et le module du moment magnétique qu’il génère sont configurés par le module de gestion (40), le système d’attache (10) comprenant une configuration d’attachement avec l’engin spatial adjacent (200) dans laquelle l’électroaimant (21) de chaque organe d’attache (20) présente un premier sens du moment magnétique généré et une configuration de détachement avec l’engin spatial adjacent (200) dans laquelle l’électroaimant (21) de chaque organe d’attache (20) présente un second sens du moment magnétique généré inverse au premier. Système d’attache selon la revendication 1, dans lequel les électroaimants (21) des organes d’attache (20) sont configurés pour s’attacher avec des moyens d’attache (203) de l’engin spatial adjacent (200), lesdits moyens d’attache étant sélectionnés dans le groupe consistant en un ou plusieurs électroaimants, un ou plusieurs aimants ou une combinaison de ces derniers. Système d’attache selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les électroaimants (21) des organes d’attaches (20) sont configurés pour générer des moments magnétiques parallèles entre eux. Système d’attache selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le module de gestion (40) est configuré pour que le moment magnétique généré par l’ensemble des électroaimants (21) des organes d’attache (20) soit nul dans la configuration d’attachement et optionnellement nul dans la configuration de détachement. Système d’attache selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel l’électroaimant (21) d’au moins un des organes d’attache (20) est configuré pour faire partie d’un magnéto-coupleur d’un système de commande d'attitude et d'orbite du satellite. Satellite (100) comprenant un système d’attache (10) selon l’une des revendications 1 à 5. Satellite (100) selon la revendication 6, dans lequel au moins une extrémité (24) d’au moins un des électroaimants (21) forme une surface d’attache magnétique (101) du satellite (100) audit au moins un engin spatial adjacent (200). Satellite selon la revendication 6 ou 7, dans lequel au moins une extrémité (24) d’au moins un des électroaimants (21) est disposée en arrière d’une paroi du satellite (100) formant une surface d’attache magnétique (101) audit au moins un engin spatial adjacent (200). Satellite selon l’une des revendications 6 à 8, comprenant en outre un système de commande d'attitude et d'orbite comprenant au moins deux magnéto-coupleurs générant des moments magnétiques parallèles, où au moins deux des magnéto-coupleurs comprennent des électroaimants (21) des organes d’attache (20). Ensemble empilé de satellites (300) comprenant au moins un satellite (100) selon l’une des revendications 6 à 9. Lanceur (202) comprenant au moins un satellite (100, 201) et au moins un système d’attache (10) audit satellite (100, 201) selon l’une des revendications 1 à 5, de préférence le lanceur (202) comprend au moins un satellite selon l’une des revendications 6 à 9. Méthode de dispersion séquentielle de satellites (100) d’un ensemble empilé (300) selon la revendication 10, chaque satellite (100) comprenant un système d’attache (10) selon l’une des revendications 1 à 5 dont les électroaimants (21) sont en regard des électroaimants (21) du ou des satellites adjacents (201), la méthode comprenant les étapes suivantes : maintient attaché des satellites (100) de l’ensemble empilé (300) par une configuration d’attachement des systèmes d’attache (10) de chaque satellite (100), ladite configuration d’attachement étant adaptée pour mettre face à face le pôle magnétique nord d’un électroaimant (10) d’un satellite (100) avec le pôle magnétique sud d’un électroaimant (21) d’un satellite adjacent (201) et inversement, mise dans la configuration de détachement du système d’attache (10) du seul satellite (100) en haut l’ensemble empilé (300), entraînant, pour chacun de ses électroaimants (21) en regard d’un électroaimant (21) du satellite adjacent (201) une inversion de ses pôles magnétiques, éloignement dudit satellite (100) de l’ensemble empilé (300) par répulsion avec le satellite adjacent (201), répétition des étapes b) et c) jusqu’au dernier satellite (100) de l’ensemble empilé (300). Méthode de dispersion simultanée de satellites (100, 201) d’un ensemble empilé (300) selon la revendication 10, où au moins un satellite (100) sur deux adjacents et empilés comprend un système d’attache (10) selon l’une des revendications 1 à 5, et où un satellite (100) comprenant un système d’attache (10) comprend des électroaimants (21) disposés en regard d’électroaimants (21) et/ou d’aimants d’au moins un satellite adjacent (201), la méthode comprenant les étapes suivantes : maintient attaché des satellites (100) de l’ensemble empilé (300) par une configuration d’attachement des systèmes d’attache (10) de chaque satellite (100) en possédant, ladite configuration d’attachement étant adaptée pour mettre face à face le pôle magnétique nord des électroaimants (10) de ces satellites (100) avec le pôle magnétique sud d’un électroaimant (21) ou d’un aimant du ou des satellites adjacents (201) et inversement, mise dans la configuration de détachement du système d’attache (10) d’un satellite (100) sur deux où chacun desdits satellites (100) comprend un système d’attache (10), entraînant, pour chacun de leurs électroaimants (21) en regard d’un électroaimant (21) ou d’un aimant d’au moins un satellite adjacent (201) une inversion de ses pôles magnétiques, dispersion de l’ensemble des satellites (100, 201) de l’ensemble empilé (300) par répulsion de chacun des satellites (100, 201) avec le ou les satellites adjacents (201).