FR 2585669 A1 19870206 FR 8511964 A 19850805 La présente invention concerne un système propulsif bi-liquide d'un satellite artificiel, en particulier d'un satellite géosynchrone, destiné à fournir une information prévisionnelle relative à la fin de vie normale du satellite et à permettre l'ex- traction de ce dernier de son orbite opérationnelle. L'invention concerne également Il'utilisation d'un tel système propulsif bi-liquide en vue de prévoir l'instant o les ergols embarqués viennent à s'épuiser, correspondant à la fin de vie normale du satellite, tout en ménageant une réserve d'ergols suffisante pour assurer la manoeuvre d'éjection du satellite de son orbite des satellites géostationnaires vers une orbite non opérationnelle. Il convient tout d'abord de rappeler que les satellites de communication sont placés sur une orbite dans le plan de I 'équateur terrestre à 36 000 km environ de la terre. Cette orbite est circulaire et possède la particularité que tout objet satellisé sur cette orbite aura une période de rotation de 24 heures autour de la terre. De ce fait, I'objet ainsi satellisé paraît immobile au-dessus de la terre pour un observateur terrestre. Les satellites de communication utilisent cette orbite privilégiée, car elle leur permet, mieux que toutes autres, de remplir leur fonction de relais de communication entre plusieurs points situés sur la terre. Cependant, la croissance de ce mode de communication et le développement prévisible pour le futur ont conduit les nations à s'organiser et à réglementer Il'usage de cette orbite. L'utilisateur se verra ainsi imposer, d'une part, de positionner son satellite à une longitude donnée et de n'en point bouger avec une précision déterminée et, d'autre part, sur cette position orbitale, il ne lui sera autorisé d'utiliser que des gammes de fréquences radioélectriques bien déterminées. Le but de cette réglementation est bien sûr l'équiparti- tion des avantages de cette orbite et aussi d'éviter que les utilisateurs se gênent mutuellement en créant des interférences entre les différentes émissions. Néanmoins, malgré l'évolution des techniques de communication qui ont permis au cours des ans de mettre plus de satellites par portion déterminée d'orbite des satellites géostationnaires et de transmettre de plus en plus d'informations dans les gammes de fréquences ai louées, une pénurie se profile court terme. En effet, les utilisateurs sont en nombre croissant pour les prévisons des décennies à venir et au surplus, l'attrait économique de ce mode de transmission combiné à I'évolution des besoins de communication conduisent à prédire que Il'usage de ladite orbite sera bientôt saturée. On a déjà fait appel à de nouvelles techniques qui par augmentation des gammes de fréquences de transmission, permettent de transmettre plus d'informations. Les techniques d'émission et de réception par le biais de nouveaux types d'antennes permettent aussi de réduire la portion d'arc d'orbite allouée à chaque satellite. Ainsi, I'utilisateur à qui est allouée une portion d'orbite de plus en plus réduite, désire bien naturellement en faire le meilleur usage, c'està-dire ne conserver sur cette portion que des satellites qui sont efficaces au système de trafic de communications qu'il exploite. Il opère donc règulière- ment le remplacement d'un satellite devenu obsolescent au fil des ans, par un nouveau satellite doté d'une espérance de vie plus grande. Pour ce faire, d'une part, il y a lieu de renvoyer le satellite obsolescent sur une orbite o il ne risque pas de gêner le nouveau satellite, ni ceux environnants, mais d'autre part il ne faut éjecter le satellite obsolescent que lorsqu'on est sûr de son obsolescence afin d'optimiser la rentabi- lité du système mis en place. On rappellera également ci-après les principaux modes d'obsolescence des satellites actuels qui, une fois mis sur leur position orbitale, sont déclarés inutilisables si l'un au moins des phénomènes suivants survient: 1/ un ou plusieurs équipements vitaux tombent en panne, et ne sont pas réparables ou ne peuvent être remplacés par commutation sur un équipement redondant. 2/ la source d'énergie électrique par conversion photovoltaTque se dégrade au cours des ans et ne permet plus le fonctionnement des équipements du satellite. 3/ les ergols embarqués qui permettent au satellite de conserver sa position allouée sur l'orbite et aussi de se pointer correctement vers la terre, viennent à s'épuiser. Sans moyen de commande, le satellite est alors soumis aux seules forces perturbatrices environnantes et va accomplir des mouvements cycliques autour de sa position orbitale, d'amplitude toujours croissante. L'absence d'intervention en vue d'éviter I 'obsolescence est néfaste à deux égards. En abandonnant de tels satellites sur leur orbite, cette dernière sera rapidement encombrée et il deviendra de plus en plus difficile de remplacer un satellite obsolète par un autre de la même famille, afin de continuer la mission. De surcroît, un tel abandon sera rapidement interdit par des réglementations internationales, lorsque l'amplitude des mouvements orbitaux de ce satellite risquera de le faire pénétrer dans l'espace orbital de ses voisins immédiats. En général, les satellites et leurs équipements sont bien connus de leurs réalisateurs et la fin de vie préma- turée par panne accidentelle des équipements, alors que le satellite dispose d'une source d'énergie et de réserves d'ergols importants, est très rare. Par ailleurs, des redondances d'équi- pement sont prévues pour réduire ce type de fin de vie préma- turée. Lorsque ce type de panne survient néanmoins, les réserves d'ergols sont généralement suffisantes pour permettre, sans grandes difficultés, l'éjection du satellite de son orbite. Les sources d'énergie par conversion photovoltaTque sont conçues aussi pour que la décroissance d'énergie fournie soit lente au cours des ans ett sauf accident, par exemple un court-circuit intempestif, cette cause ne sera pas celle qui provoquera l'inutilisation totale du satellite. La cause la plus fréquente qui provoque la fin de vie, du satellite est donc la consommation de la totalité des ergols qui permettent le maintien à poste du satellite et son pointage vers la terre. Les satellites modernes utilisent des systèmes de propulsion bi-liquide avec des réservoirs de carburant et de comburant séparés. Ce système de propulsion est utilisé par souci de rentabilité tout au long de la vie du satellite pour atteindre les différents objectifs suivants: 1/ Circulation de Il'orbite et positionnement orbital en début de vie ______________________________________________________ Une partie importante de la masse d'ergols embarqués (quantité dont la masse est de I 'ordre de grandeur de la masse du satellite sec) est brûlée dans une tuyère dite "d'apogée" et dont le but est d'augmenter de façon adéquate le vecteur vitesse du satellite pour le faire passer d'une orbite elliptique allongée dite "de transfert" (périgée égale à quelques centaines de km et apogée aux environs de 36 000 km) à une orbite circulaire à 36 000 km d'altitude. L'incrément de vitesse nécessaire à cette opération est compris entre 1500 m/s et 1850 m/s suivant le lanceur utilisé. 2/ Commande d'orbite _________________ Une fois mis à poste sur sa position orbitale, le satellite est soumis à des forces perturbatrices (attraction lunl-solaire, pression de radiation solaire, etc.) qui ont tendance à lui faire décrire des mouvements cycliques d'amplitude croissante autour de la position initiale. Les stations au sol étant pointées vers un point fixe dans le ciel, afin d'éviter le suréquipement des stations au sol avec des dispositifs suiveurs du satellite, il faut périodiquement intervenir pour s'opposer aux mouvements perturbateurs du satellite. Ceci est obtenu en annulant la modulation du vecteur vitesse du satellite, causée par les perturbations, en brûlant périodiquement une quantité d'ergols dans des tuyères de commande d'orbite. 3/ Commande d'orientation ___________________ De la même façon, le satellite est soumis autour de son centre de gravité à des couples perturbateurs qui conduiraient à le dépointer. Une quantité d'ergols est donc périodiquement brûlée dans des tuyères de commande d'orientation. Les systèmes classiques de propulsion à biergol contenaient généralement deux réservoirs sphériques d'ergols de même diamètre. Les réservoirs étant en général d'équivolume. La masse embarquée de carburant sera donc différente à volume égal de celle du comburant, puisque leur densité est différente. Les trous d'injection des tuyères sont calibrés pour respecter une consommation équivolume des deux ergols. Compte tenu des incréments de vitesse à donner au satellite, la masse totale d'ergols embarquée est en général du même ordre de grandeur que la masse sèche du satellite. Pour des satellites de masse de plus en plus Importante les ergots deviennent difficilement embarquables à bord de deux seuls réservoirs. Le nombre de réservoirs est donc augmenté pour permettre d'emporter plus d'ergols. C'est ainsi qu'on a par exemple équipé certains satellites de quatre réservoirs identiques, deux pour les comburants et deux pour les carburants. Lorsque l'un de ces deux systèmes présentés, o les volumes de carburant et de comburant embarqués sont initialement identiques, arrivent en fin de vie, du fait des dispersions dans les alésages des trous d'injection et dans les débits des valves, Il'un des deux ergols s'épuisera légèrement avant l'autre. A ce moment, le réservoir vidé expulsera non plus Il'ergol attendu mais le reste de gaz de pressurisation en même temps que Il'autre ergol. La réaction chimique attendue ne se faisant plus, Il'impulsion spécifique diminue notablement ainsi que la poussée obtenue. Le satellite ne répondra donc pas à la manoeuvre sollicitée et deviendra rapidement incontrô- lable. Au sol l'utilisateur en est informé par une réponse du satellite non conforme à la prévision, mais à ce moment il ne peut plus éjecter le satellite de son orbite par manque d'un des deux ergols, à moins de disposer d'une réserve propulsive additionnelle commandable du sol. Une telle manoeuvre sera possible grâce à un système redondant de stockage de bi-liquide de moindre quantité (l'incré- ment de vitesse requis est de quelques mètres/seconde), ou à un système propulsif à poudre indépendant. De tels systèmes, outre le doublement des commandes électriques nécessaires, présentent l'inconvénient d'être des systèmes qui seront restés en attente pendant toute la vie du satellite et qui ne seront réactivés qu'au bout de plusieurs années. Leur fiabilité de fonctionnement est aléatoire et certainement moindre que celle du système qui a été régulièrement et continûment utilisé au cours de la vie du satellite. Ainsi, pour pouvoir utiliser le même système il faut pouvoir prévoir avec sûreté la fin de la consommation des ergols, de façon à déclencher Il'opération d'éjection de Il'orbite. Si le système de connaissance n'est pas précis, on perd d'autant plus de temps d'utilisation et de commercialisation du satellite que ce moyen est imprécis. La présence d'ergols en apesanteur à l'intérieur des réservoirs rend tout moyen de mesure de la quantité résiduelle d'ergols très imprécis, et à ce jour aucun moyen satisfaisant n'a pu permettre d'utiliser d'une façon sûre tous les ergols embarqués et de n'éjecter le satellite qu'au dernier moment. Le compromis est donc très délicat à mettre en oeuvre: éjecter prématurément le satellite de son orbite et donc perdre une période de commercialisation rentable, ou bien exploiter à fond le satellite jusqu'au dernier moment et donc risquer de ne plus pouvoir l'éjecter de sa position orbitale. La présente invention a précisément eu pour but de mettre au point un système propulsif à deux ergols qui permettent de résoudre les problèmes précités. Conformément à la présente invention, le système propulsif à deux ergols d'un satellite artificiel, en particulier d'un satellite géosynchrone, destiné à fournir une information prévisionnelle relative à la fin de vie normale du satellite et à assurer Il'extraction dudit satellite de son orbite opération- nelle, du type comportant une unité de pressurisation d'ergols contenus dans des réservoirs d'alimentation d'une tuyère d'apogée et d'une pluralité de tuyères de faible poussée de commande d'orientation et d'orbite du satellite, l'alimentation des différentes tuyères en ergots s'effectuant par l'intermédiaire d'électrovannes, est caractérisé en ce que la réserve d'ergols est répartie Inégalement dans au moins deux couples de réservoirs associés, chaque couple comprenant un réservoir de comburant et un réservoir de carburant, en ce qu'un premier couple de réservoirs contient un excédent du premier ergot par rapport au volume du second ergot contenu dans le réservoir associé, alors qu'un second couple de réservoirs contient un excédent du second ergot par rapport au volume du premier ergol contenu dans le réservoir associé, et en ce que les réservoirs associés des s différents couples sont aptes à être mis en service successivement pendant une période déterminée durant la vie normale du satellite de telle sorte que la détection de l'épuisement d'un premier ergot dans un réservoir associé à un réservoir contenant un excès du second ergot indique que la durée de vie normale résiduelle du satellite est au plus approximativement égale à ladite période déterminée des mises en service successives des différents couples de réservoirs, et qu'après épuisement du second ergot du réservoir associé au réservoir contenant un excès du premier ergol, les deux réservoirs appartenant à des couples différents et contenant chacun un ergot en excès sont associés par commande appropriée des électrovannes pour alimenter les tuyères de faible poussée en vue de fournir au satellite l'impulsion nécessaire à son extraction de Il'orbite opérationnelle. D'autres caractéristiques et avantages de l'objet de la présente invention apparaîtront à la lecture de la descrip- tion détaillée faite notamment en regard du dessin annexé illustrant schématiquement un tel système de propulsion à deux ergots d'un satellite artificiel. Le système propulsif selon l'invention comporte tout d'abord une unité de commande de pressurisation 10 des ergots. De façon classique, cette unité 10 incorpore un réservoir de gaz neutre sous pression en particulier un réservoir d'hélium, des électrovannes, des valves anti-retour, des pressostats et des filtres, tous ces organes étant par conséquent montés en amont des différents réservoirs d'ergols 12,14,16 et 18. Dans le mode de réalisation particulier illustré sur le dessin annexé, les réservoirs d'ergols sont au nombre de quatre. Les réservoirs 12,14 contiennent le comburant, alors que les réservoirs 16,18 contiennent le carburant. Conformé- ment à la présente invention, un réservoir de comburant, par exemple le réservoir 12 et un réservoir de carburant, par exemple le réservoir 18 contiennent un excès d'ergols par rapport au volume du second ergol contenu dans le réservoir associé. Cet excédent est schématisé par la lettre sur la f igure annexée. Les quatre réservoirs 12,14,16 et 18 sont couplés aux différentes tuyères par un circuit d'alimentation comportant, immédiatement en aval des réservoirs, une valve anti-retour montée sur le circuit de sortie de chaque réservoir. En aval des différentes valves anti-retour 20, le circuit de sortie de chaque réservoir contient une électrovanne 22,24,26 et 28 respectivement associée aux réservoirs 12,14,16 et 18. Tel que cela apparaît sur le dessin annexé, les circuits de sortie des réservoirs se rejoignent en 30 et 32 pour définir un circuit d'alimentation unique des différentes tuyères. En aval des points 30,32, le circuit commun d'alimenta- tion des tuyères comporte deux filtres 34,36. Le système propulsif selon Il'invention comprend une tuyère d'apogée 38 couplée au circuit d'alimentation commun avec interposition d'électrovannes 40,42. Le système comporte en outre un premier groupe de tuyères de faible poussée 44 destinées à assurer la commande d'orientation et d'orbite du satellite une fois mis en poste sur son orbite des satellites géosynchrones. Le circuit d'alimentation propre à ce premier groupe de tuyères 44 comprend deux électrovannes 46 et 48. De façon classique, le système comprend en outre un second groupe de tuyères de faible poussée 50 dont le circuit d'alimentation comporte également deux électrovannes 52,54. La présence de ce second groupe de tuyères redondantes de faible poussée est uniquement destiné à pouvoir être mis en service en cas de panne d'une ou plusieurs tuyères du premier groupe de tuyères 44. Comme indiqué précédemment, les réservoirs 12,18 contiennent un excédent d'ergols, cet excédent est déterminé de telle manière qu'il corresponde à un volume au moins égal au volume des ergols nécessaires pour éjecter le satellite en deux fois 12 heures et pour le contrôler au cours des opéra- tions d'éjection. Il est avantageux de ménager une marge de sécurité et donc de choisir le volume des ergols en excès, légèrement supérieure au volume nécessaire à une telle éjection du satellite. Au cours de la phase initiale de mise en orbite du satellite, l'alimentation des ergols est effectuée simultanément à partir de tous les réservoirs 12,14,16 et 18. Pour ce faire, les électrovannes 22,24,26 et 28 ainsi que les électrovannes ,42 sont ouvertes, ce qui permet Il'entrée en action de la tuyère d'apogée 38. Bien entendu, au cours de cette phase, les électrovannes 46,48,52 et -54 sont en revanche fermées. Au cours de cette phase initiale de mise en orbite, une quantité égale d'ergols se trouve ainsi prélevée dans chacun des réser- voirs. Il en résulte donc que les excédents de volume d'ergols des réservoirs 12 et 18 par rapport aux réservoirs 14 et 16 restent inchangés. Une fois le satellite mis à poste, les vannes et 42 sont fermées et la tuyère d'apogée se trouve ainsi isolée. A partir de ce moment, c'est-àdire au cours de la vie normale du satellite, Il'alimentation en ergols des tuyères de commande d'orientation et d'orbite 44 et 50 est obtenue par commande appropriée des électrovannes 22,24,26,28,46,48,52 et 54, de façon & puiser les ergols successivement et avec une période déterminée dans les différents couples de réservoirs associés. On combinera par exemple alternativement le réservoir 12 contenant un excès de comburant avec le réservoir 16 ne contenant pas d'excès de carburant. Pour ce faire les vannes 22 et 26 seront ouvertes, alors que les vannes 24 et 28 seront fermées, pendant la période déterminée qui pourra par exemple être avantageusement choisie de I 'ordre d'environ 6 mois. A la fin de cette période, les vannes 22 et 26 seront fermées alors que les vannes 24 et 28 seront ouvertes ce qui permettra de combiner le réservoir 14 ne contenant pas d'excès de comburant avec le réservoir 18 contenant un excès de carburant. Si le système propulsif selon Il'invention comprend, outre les deux couples de réservoirs inégalement remplis, au moins un autre couple supplémentaire de réservoirs également rempli, ces derniers seront utilisés en priorité. Il est donc nécessaire de prévoir des moyens d'identification des couples de réservoirs inégalement remplis et/ou des couples de réservoirs également remplis. En agissant de la sorte, au voisinage de la fin de vie du satellite, il arrivera un moment o l'on détectera i'épuisement du premier ergol dans le premier couple de réservoirs inégalement remplis. On obtient ainsi une information sur la durée de vie normale résiduelle du satellite. Cette durée de vie normale résiduelle du satellite est au plus approximative- ment égale à la période déterminée des mises en service successi- ves des différents couples de réservoirs. Dans la pratique, on déterminera la période de branchement successif des différents couples de réservoirs inégalement remplis de façon que l'informa- tion recueillie corresponde & une durée la plus grande possible et, par conséquent, la plus proche possible de la période de commutation successive des différents couples de réservoirs. Dans la pratique, une telle période peut être prédéterminée sans difficulté en fonction de la prévision de la durée normale de vie du satellite ainsi que de la consommation approximativement estimée des différentes tuyères du système propulsif. Dans la pratique, l'épuisement d'un des couples de réservoirs inégalement remplis peut être observé de différentes manières. L'épuisement d'un ergol peut par exemple être détecté lors de la modification de Il'impulsion spécifique à laquelle se trouve soumis le satellite. Il est donc possible de détecter l'épuisement d'un ergol, par exemple par trajectographie. Un certain nombre d'autres moyens peuvent également être mis à profit, tels que la mesure de la température des tuyères ou de la pression des chambres. Une telle observation peut bien entendu être effectuée à partir de mesures faites au sol par radar, effet Doppler ou interférométrie. La non réalisation d'une fonction de commande d'orientation peut être détectée en outre à partir de la non désaturation des roueS de réaction ou cinétiques, ce qui s'observe à partir de la vitesse de rotation des roues. En outre, la non réalisation de couples de correction prévus peut également être observée à partir d'indications de gyromètres intégrateurs ou non, ou d'observations des détecteurs de sources électromagné- tiques (terre, soleil, étoiles). Lorsque Il'on a détecté l'épuisement du premier ergol dans le premier couple de réservoirs inégalement remplis, on commute les commandes des électrovannes de façon à pulser les ergols dans le second couple de réservoirs inégalement remplis. Après cette dernière période d'utilisation de ce second couple de réservoirs, on procède à la commutation des commandes des électrovannes de manière à associer les réservoirs appartenant à des couples différents et contenant chacun un ergol en excès. Dans le mode de réalisation décrit, on sera donc amené en fin de vie normale du satellite, à obturer les vannes 24 et 26 et à ouvrir les vannes 22 et 28 pour alimenter les tuyères de faible poussée en vue de fournir au satellite l'impulsion nécessaire à son extraction de l'orbite des satellites géosynchrones vers une orbite non opérationnelle. Comme indiqué précédemment, l'excès de comburant et de carburant contenu respectivement dans les réservoirs 12 et 18 a été calculé de façon à être certain de mener à bien les opérations d'éjection qui s'effectuent au cours de deux demi-périodes de 12 heures chacune, et au cours desquelles il est encore nécessaire de contrôler la position du satellite. Bien entendu, la présente invention ne se limite pas au mode de réalisation et d'utilisation précédemment décrits, mais ii est parfaitement possible, sans pour autant sortir du cadre de cette invention d'en imaginer un certain nombre de variantes. 14 2585669 REVEND I CAT IONS 1. Système propulsif à deux ergols d'un satellite artificiel, en particulier d'un satellite géosynchrone, destiné à fournir une Information prévisionnelle relative à la fin de vie normale du satellite et à assurer l'extraction dudit satellite de son orbite opérationnelle, du type comportant une unité de pressurisation d'ergols contenus dans des réservoirs d'alimentation d'une tuyère d'apogée et d'une pluralité de tuyères de faible poussée de commande d'orientation et d'orbite du satellite, l'alimentation des différentes tuyères en ergols s'effectuant par l'i ntermédiaire d'électrovannes, caractérisé en ce que la réserve d'ergols est répartie inégalement dans au moins deux couples de réservoirs associés (12,16) et (14,18), chaque couple comprenant un réservoir de comburant et un réservoir de carburant, en ce qu'un premier couple de réservoirs (12,16) contient un excédent du premier ergol par rapport au volume du second ergol contenu dans le réservoir associé (16), alors qu'un second couple de réservoirs (14,18) contient un excédent du second ergol par rapport au volume du premier ergol contenu dans le réservoir (14) associé, et en ce que les réservoirs associés des différents couples sont aptes à être mis en service successivement pendant une période déterminée durant la vie normale du satellite de telle sorte que la détection de l'épuisement d'un premier ergol dans un réservoir (14 ou 16) associé à un réservoir (18 ou 12) contenant un excès du second ergol indique que la durée de vie normale résiduelle du satellite est au plus approximativement égale à ladite période déterminée des mises en service successives des différents couples de réservoirs, et qu'après épuisement du second ergol du réservoir (16 ou 14) associé au réservoir (12 ou 18) contenant un excès du premier ergol, les deux réservoirs (12 et 18) appartenant à des couples différents et contenant chacun un ergol en excès sont associés par commande appropriée des électrovannes pour alimenter les tuyères de faible poussée (44 ou 50) en vue de fournir au satellite l'impulsion nécessaire à son extraction de I 'orbite opérationnelle. 2. Système propulsif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend deux couples de réservoirs inégalement remplis (12,16) et (14,18) et au moins un couple supplémentaire de réservoirs également remplis. 3. Système propulsif selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens d'identifica- tion des couples de réservoirs inégalement remplis (12,16) et (14,18) et/ou des couples de réservoirs également remplis, de façon à pouvoir commander les électrovannes correspondantes pour épuiser en priorité les ergols contenus dans les couples de réservoirs également remplis. 4. Système propulsif selon Il'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les excédents d'ergols contenus dans les couples de réservoirs inégalement remplis (12,16) et (14,18) correspondent au moins au volume des ergols nécessaires pour éjecter le satellite en deux fois 12 heures et pour le contrôler au cours des opérations d'éjection. 5. Utilisation du système propulsif selon Il'une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que I 'on répartit inégalement les ergols dans au moins deux couples de réservoirs associés de manière à disposer d'un supplément de carburant dans un premier couple de réservoirs et d'un supplément de comburant dans le second couple de réservoirs. 6. Utilisation selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'au cours de la phase initiale de mise en orbite du satellite, I'alimentation des ergols est effectuée simultanément à partir de tous les réservoirs. 7. Utilisation selon l'une des revendications 5 et 6, caractérisée en ce qu'au cours de la vie normale du satellite, I'alimentation en ergols des tuyères de commande d'orientation et d'orbite, est obtenue par commande appropriée des électrovannes de façon à puiser les ergols successivement et avec une période déterminée dans les différents couples de réservoirs associés. 8. Utilisation selon la revendication 7, caractérisée en ce que Il'on commande les électrovannes de manière à épuiser en priorité les ergots contenus dans les couples de réservoirs également remplis et à terminer par une alimentation des ergots & partir des couples de réservoirs inégalement remplis. 9. Utilisation selon Il'une des revendications 5 à 8, caractérisée en ce que, lorsque l'on détecte l'épuisement d'un premier ergot dans le premier couple de réservoirs inégale- ment remplis, ce qui fournit une information sur la durée de vie normale résiduelle du satellite, on commute les commandes des électrovannes de façon à puiser les ergols dans le second couple de réservoirs Inégalement remplis. 10. Utilisation selon la revendication 9, caractérisée en ce qu'après épuisement du second ergol dans le second couple de réservoirs inégalement remplis, on commute les comman- des des électrovannes de manière à associer les réservoirs appartenant à des couples différents et contenant chacun un ergot en excès pour alimenter les tuyères de faible poussée en vue de fournir au satellite l'impulsion nécessaire à son extraction de l'orbite opérationnelle.