FR 2691129 A1 19931119 FR 9205989 A 19920518 i L'invention concerne un satellite, de préférence de faible masse (inférieure typiquement à 500 kg voire inférieure à 100 kg selon que l'on se place dans la catégorie des minisatellites ou celle des microsatellites) pour la télémétrie laser à grande distance (en anglais "long range laser ranging"), c'est-à-dire la mesure précise de l'écarte- ment de deux points très éloignés l'un de l'autre Pour ce faire-, il est connu de disposer un ensemble émetteur- récepteur laser en l'un de ces points et une cible rétro- réflectrice en l'autre point: la mesure de distance est déduite du temps nécessaire à une impulsion laser pour se déplacer dans un sens puis dans l'autre, entre l'émetteur- récepteur et la cible. A titre d'exemple il peut s'agir de mesurer des distances de plusieurs centaines (voire milliers) de kilomè- tres avec une précision de l'ordre de quelques centimètres. Il peut s'agir notamment de mesurer la distance entre un point de la Terre et un objet situé dans l'espace (véhicule spatial ou satellite naturel (Lune) ou artificiel en orbite autour de la Terre), voire plus généralement entre deux corps spatiaux, notamment véhicule spatial autour d'une autre planète, En cumulant de telles mesures et en utilisant plusieurs cibles, on peut par exemple déterminer ensuite avec précision, par des techniques de triangulation ou analogues, les distances entre divers points du globe terrestre. La cible rétroréflectrice comporte en pratique un ou plusieurs rétroréflecteurs qui, de préférence, sont formés de trois facettes planes réfléchissantes contig Ues et orthogonales entre elles, raccordées en un "coin de cube", et la diagonale du cube fictif auquel appartient ce coin de cube constitue un axe de référence appelé normale du rétroré- flecteur Une telle cible rétroréflectrice a pour propriété de renvoyer les rayons incidents parallèlement à eux-mêmes. Ainsi le renvoi vers l'émetteur du rayon laser, même sur de très grandes distances, n'impose pas le pointage de l'axe du coin de cube vers l'émetteur, dès lors que l'impulsion laser pénètre dans ce coin de cube, et bien sur que l'orthogonalité des surfaces réfléchissantes soit aussi parfaite que pos- sible. En fait, l'impulsion renvoyée par le coin de cube parfait présente un seul lobe de diffraction avec un pic d'énergie dans la direction de renvoi et dont la largeur équivalente est donnée en première approximation par la relation X/d o X est la longueur d'onde de l'impulsion incidente et d la dimension transversale moyenne de la cible (appelée par abus de langage diamètre) C'est ainsi que pour une longueur d'onde de 0,5 p m (couleur verte) et une cible de diamètre de 10 cm, la largeur du lobe (en l'absence d'un milieu perturbateur) est de l'ordre d'une seconde d'arc (cette largeur est en fait un angle sous lequel un obser- vateur situé à l'emplacement de la cible verrait cette impulsion renvoyée). Dès lors que l'angle sous lequel la cible voit l'écartement entre l'émetteur (au moment o l'impulsion incidente est émise) et le récepteur (au moment o l'impul- sion réfléchie lui parvient) est inférieur à la largeur du lobe, le principe de télémétrie indiqué ci-dessus peut être mis valablement en oeuvre. Par contre, le rendement énergie reçue/énergie émise de l'ensemble émetteur/récepteur se dégrade dès lors qu'il y a une vitesse relative importante entre cet ensemble émetteur/récepteur et la cible rétroréflectrice, transver- salement à la direction qui les relie; en fait il est connu dans ce cas de définir un angle d'aberration de vitesse, qui dépend du rapport entre la vitesse relative transverse et la vitesse du faisceau laser (donc la vitesse de la lumière). Lorsque cet angle d'aberration de vitesse devient supérieur à la largeur du lobe, cela veut dire que le récepteur se trouve à l'écart transversalement du lobe de diffraction de l'impulsion en retour, lorsque celle-ci parvient à l'emplace-10 ment qu'occupait l'ensemble émetteur/récepteur lors de l'émission de cette impulsion. Pour compenser cette aberration de vitesse, il a déjà été proposé de modifier de quelques secondes d'arc les angles droits entre les trois facettes réfléchissantes de la cible, en sorte d'élargir le faisceau en retour Mais en pratique, lorsque l'on augmente cet angle de modification à partir de zéro, le lobe de diffraction, initialement unique dans un graphique à trois dimensions corrélant la densité d'énergie émise par la cible dans une direction et deux angles d'inclinaison caractérisant l'orientation dans l'espace de cette direction par rapport à la direction de l'impulsion incidente, s'élargit en présentant en son centre un creux entouré d'une couronne irrégulière; en fait, cette couronne est formée de six pics disposés en cercle et s'interpénétrant les uns les autres. On obtient ainsi, au sein d'un rétroréflecteur donné, une correction "omnidirectionnelle" de l'aberration de vitesse, mais celle-ci devient insuffisante lorsque cette dernière correction est sensiblement supérieure à la largeur moyenne des six lobes individuels car une nouvelle augmen- tation des angles de modification se traduit par une dis- sociation de la couronne précitée en six lobes distincts: l'effet de compensation devient aléatoire selon que, du fait de la vitesse relative transverse, le récepteur vient intercepter ou non l'un de ces six lobes; en outre lorsque le récepteur vient par chance intercepter l'un de ces six lobes, l'énergie lumineuse est faible puisque ne représentant au plus qu'un sixième de l'énergie globale. On a alors proposé de disposer sur la cible de multiples petits rétroréflecteurs orientés de façon aléatoire autour de leurs normales de manière à générer en retour une impulsion globale formée d'une pluralité d'impulsions élémentaires dont les jeux de six lobes se compléteraient les uns les autres pour former conjointement un lobe en anneau. Toutefois l'existence de plusieurs rétroréflecteurs par- ticipant à la formation de ce lobe global nuit à la précision des mesures, compte tenu notamment des différences de position de ces rétroréflecteurs sur la cible, qui induisent notamment un échelonnement dans le temps des impulsions parvenant au récepteur, et de la petite taille de ces rétroréflecteurs qui limite à un faible niveau l'énergie individuelle des impulsions en retour. La Demanderesse a déjà cherché à pallier ces inconvénients, et de permettre, même pour des vitesses relatives transverses importantes, d'assurer une correction efficace de l'aberration de vitesse et à obtenir des mesures de grande précision, tout en restant à un niveau élevé de rendement énergie lumineuse reçue/énergie émise. Elle a proposé pour cela, dans la demande de brevet français 91-03795 déposée le 28 Mars 1991 mais non encore publiée, de renoncer au principe de symétrie respecté jusque là dans le domaine de la télémétrie laser, o peu importait l'orientation des coins de cube autour de leurs normales, et o les mêmes exigences s'appliquaient aux trois arêtes. Elle a enseigné pour cela de générer l'impulsion en retour dans un très petit nombre de rétroréflecteurs, conçus et disposés en sorte que l'énergie renvoyée soit dissociée, non plus en six lobes, mais en deux seulement, alignés parallèlement à la vitesse relative transverse. Plus précisément la Demanderesse a proposé dans la demande précitée un dispositif de télémétrie laser à grande distance comportant un ensemble émetteur/récepteur, classique en soi, adapté à émettre et recevoir une impulsion laser et une cible rétroréflectrice adaptée à recevoir cette impulsion laser et la renvoyer parallèlement à elle-même, cet 5 ensemble émetteur/récepteur décrivant par rapport à la cible une trajectoire relative en des points de laquelle cet ensemble a une vitesse relative globale V et, perpendiculai- rement à une ligne instantanée le reliant à la cible, une vitesse relative transverse v qui est en moyenne de l'ordre10 au moins du km/sec, caractérisé en ce que cette cible comporte au moins un rétroréflecteur en forme de coin de cube dont le champ de vue intercepte ladite trajectoire en au moins un tronçon et qui comporte trois facettes planes réfléchissantes déterminant trois arêtes convergentes en un sommet, dont deux facettes sont orthogonales à la troisième tout en formant entre elles un angle différant de 90 d'une valeur d'écart S au moins égale à une seconde d'arc, ces dites facettes convergeant en une arête, dite "arête corri- gée" et contenue dans un plan passant par l'axe du coin de cube et au moins approximativement perpendiculaire à l'orien- tation moyenne de la vitesse relative transverse en ce ou ces tronçons de trajectoire, l'écart S étant compris entre les valeurs minimale et maximale de la grandeur vt/(c sin 8), en radians, sur le (ou les) tronçon(s) de trajectoire intercep- tés par ledit champ de vue du rétroréflecteur, o vt et e sont respectivement, pour un point quelconque de ce ou ces tronçon(s), la vitesse relative transverse et l'angle entre la ligne reliant ce point à la cible et ladite arête cor- rigée, et o c est la vitesse de la lumière. En d'autres termes, lorsque la trajectoire relative entre l'émetteur-récepteur et la cible est de nature orbitale (c'est-à-dire que l'émetteur-récepteur (récipro- quement la cible) décrit une orbite par rapport au corps céleste une planète telle que la Terre ou la Lune portant la cible (réciproquement l'émetteur-récepteur)), le plan P est au moins approximativement perpendiculaire aux plans des tronçons de trajectoire orbitale interceptés par le champ de vue du coin de cube. Aux vitesses transverses connues à ce jour, correspondent le plus souvent des écarts d'angle compris entre 1 " d'arc et 10 " d'arc environ. Un tel rétroréflecteur a typiquement une dimen- sion transverse maximale (appelée "diamètre") d'environ 10 cm. En fait, dans cette demande antérieure non publiée, la Demanderesse s'est plus particulièment intéressée à des cibles au sol, tandis que l'émetteurrécepteur était embarqué à bord d'un véhicule spatial. La présente demande concerne le cas inverse, à savoir celui d'un émetteur-récepteur au sol, et d'un (ou plusieurs) rétroréflecteur(s) embarqué(s). En fait la télémétrie laser entre une station-sol d'émission/réception et un satellite géodésique à rétroré- flecteurs classiques est aujourd'hui réputée permettre des déterminations de distance avec une précision de l'ordre de 1 à 2 cm Cette incertitude résiduelle dépend principalement pour l'instant des incertitudes existant dans la modélisation de la traversée de l'atmosphère terrestre par le rayonnement laser. La prochaine mise en oeuvre de stations laser dotées d'une émission à deux couleurs est censée permettre, sous réserve d'avoir en retour un flux d'énergie suffisant, de réduire à quelques millimètres à peine l'incertitude due à la traversée de l'atmosphère terrestre La principale cause d'incertitude sera alors la géométrie même du satellite géodésique. En effet, les satellites géodésiques actuels sont de simples boules denses et sphériques, de quelques dizaines de centimètres de diamètre, munies d'un grand nombre de petits rétroréflecteurs à coin de cube plein Une seule impulsion laser émise depuis la station et interceptant la sphère, donne ainsi lieu (voir ci-dessus) à une multitude d'impulsions de retour pas tout à fait simultanées, entre lesquelles la différence de phase est aléatoire Cela se traduit, à la réception au sol, en une impulsion en retour peu cohérente et étalée dans le temps, d'o une incertitude dans l'identification du moment précis de l'arrivée de l'impulsion en retour. L'invention vise à pallier cet inconvénient, en appliquant les enseignements de la demande non publiée précitée au cas d'un ou plusieurs rétroréf lecteurs embarqués. Plus précisément, elle vise un véhicule spatial destinés à des masses précises de distance, comportant un (ou plusieurs) rétroréflecteur(s) adapté(s) à assurer une correction efficace de l'aberration de vitesse tout en garantissant un flux d'énergie substantiel en retour; elle vise en outre à permettre avantageusement un faible étalement dans le temps des impulsions en retour ainsi qu'une bonne connaissance de la position par rapport au satellite en particulier par rapport à son centre de masse, d'un point de référence à choisir pour chaque rétroréflecteur (son sommet en pratique). Elle vise enfin à satisfaire les objectifs précités en restant de préférence compatible avec les caractéristiques de coût, volume, masse et performances des satellites de faible masse (moins de 500 kg cas des minisatellites voire moins de 100 kg ou même 50 kg cas des microsatellites -), et en minimisant la sensibilité de ces performances à des phéno- mènes perturbateurs tels que pression de radiation solaire ou trainée atmosphérique par exemple. L'invention vise notamment de bonnes performances dans un mode de mesure de distances dit "mode géométrique" o des mesures sont effectuées de manière quasi-simultanée (par exemple à moins de 15 mn près) entre le satellite géodésique et une pluralité de stations au sol. L'invention propose à cet effet un véhicule spatial à application géodésique destiné à parcourir une trajectoire dans un plan orbital, comportant au moins un rétroréflecteur en forme de coin de cube avec un sommet, une normale et trois facettes dont deux sont orthogonales à la troisième en faisant entre elles, en une arête dite arête corrigée, un angle différant de 900 d'un écart non nul, inférieur à une minute d'arc, et un dispositif de stabilisa- tion en attitude adapté à maintenir le plan déterminé par la normale du coin de cube et l'arête corrigée perpendiculaire au plan orbital. Selon des dispositions préférées éventuellement combinées: le dispositif de stabilisation en attitude est adapté à stabiliser le véhicule spatial suivant un axe de lacet dirigé vers le centre de la Terre, un axe de tangage perpendiculaire au plan orbital et un axe de roulis perpendiculaire aux axes de lacet et de tangage et de même sens que la vitesse instantanée, grâce à quoi le véhicule spatial est stabilisé 3-axes, ce rétroréflecteur est unique, ce rétroréflecteur fait partie d'un ensemble de rétroré- flecteurs à champs de vue au moins approximativement dis- joints (on peut tolérer par exemple des recouvrements sur quelques 5 degrés), ce rétroréflecteur fait partie d'un ensemble de quatre rétroréflecteurs ayant leurs sommets adjacents, accolés les uns aux autres par leurs facettes en ayant leurs sommets à proximité immédiate les uns des autres et leurs arêtes corrigées parallèles à l'axe de tangage, cet ensemble de quatre rétroréflecteurs est formé d'une plaque de base, d'une première paroi raccordée par une tranche à cette plaque de base parallèlement à l'axe de tangage en faisant avec cette plaque de base un angle différant de 90 d'une valeur égale à l'écart ú, et d'une seconde paroi raccordée à angle droit à la plaque de base et à la première paroi, la plaque de base est parallèle au plan des axes de roulis et de tangage, ce dispositif de stabilisation en attitude est à action progressive, le dispositif de stabilisation en attitude comporte au moins deux mâts s'étendant selon deux directions différentes du plan roulis-lacet, le dispositif de stabilisation en attitude comporte au moins un mât s'étendant selon l'axe de lacet et au moins un mât s'étendant selon l'axe de roulis, chaque sommet est à proximité immédiate du centre de masse du véhicule spatial, le véhicule spatial est en rotation autour d'un axe d'autorotation et le dispositif de stabilisation en attitude est adapté à maintenir cet axe d'autorotation perpendiculaire au plan orbital, le sommet du rétroréflecteur étant à proximité immédiate de cet axe d'autorotation, ce système de stabilisation en attitude est à action progressive, ce rétroréflecteur fait partie d'un ensemble de rétroré- flecteurs ayant des champs de vue au moins approximativement disjoints, ce rétroréflecteur fait partie de l'un de deux ensembles de quatre rétroréflecteurs accolés les uns aux autres par leurs facettes en ayant leurs sommets à proximité immédiate les uns des autres et leurs arêtes corrigées parallèles à l'axe d'autorotation, chacun de ces ensembles est formé d'une plaque de base perpendiculaire à l'axe d'autorotation, et de deux parois raccordées à angle droit à cette plaque de base en formant entre elles un angle différant de 900 d'une valeur égale à l'écart à, les plaques de base de ces deux ensembles sont séparées parallèlement à l'axe d'autorotation d'une distance d, cette distance d est inférieure à la moitié de la dimension moyenne des ensembles transversalement à l'axe d'autorota- tion, cette distance d satisfait l'inégalité (d/2) sin @ S t si O est l'angle maximal d'inclinaison autorisé entre l'axe d'autorotation et la normale au plan orbital, et si t est l'écart maximal autorisé entre le sommet des rétroréflecteurs et l'axe d'autorotation, ce véhicule spatial est un minisatellite, voire un microsa- tellite. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels la figure 1 est une vue schématique en perspec- tive d'un satellite géodésique de faible masse et à rétroré- flecteur, conforme à l'invention, dans une version très simple de réalisation, la figure 2 est une vue schématique d'un autre satellite géodésique conforme à l'invention, dans une version à quatre rétroréflecteurs, la figure 3 est une vue de dessous, selon la flèche III de la figure 2, de l'ensemble des quatre rétroré- flecteurs, la figure 4 est un schéma de principe en perspective d'un autre satellite géodésique conforme à l'invention, à huit rétroréflecteurs, la figure 5 est une vue schématique d'un satellite conforme au schéma de la figure 4, la figure 6 est une vue en bout de ce satellite selon la flèche VI de la figure 5, et la figure 7 est une vue schématique d'une variante de réalisation d'un système de stabilisation à mât de gravité. La figure l représente de façon schématique un satellite géodésique conforme à l'invention désigné dans son ensemble par la référence 10 Il comporte principalement un rétroréflecteur 11 en coin de cube et un dispositif de contrôle d'attitude 20. Le rétroréf lecteur 11 en coin de cube comporte trois facettes planes réfléchissantes 12, 13 et 14 qui 1 1 déterminent trois arêtes 15, 16 et 17 qui convergent en un sommet S Deux des facettes, ici les facettes 12 et 13, sont orthogonales à la troisième facette 14 tout en faisant entre elles un angle présentant un écart E à l'orthogonalité, faible mais non nul, en pratique de l'ordre de 1 à 10 secondes d'arc On appelle l'arête 17 entre les deux facettes précitées: arête corrigée. Le coin de cube 11 est ici creux mais peut, en variante non représentée, être une portion massive de cube en un matériau transparent à la longueur d'onde choisie pour les impulsions de mesure (voir ci-dessous). On appelle normale du coin de cube N la direction faisant un angle égal avec les trois arêtes 15, 16 et 17 (c'est une diagonale du cube fictif auquel appartient le coin de cube) Le champ de vue du rétroréflecteur est approximati- vement un cône de demi-angle à 300. La dimension transversale moyenne mesurée à la sortie du rétroréflecteur est appelée diamètre; il est de préférence de l'ordre d'une dizaine de centimètres. Un rayon incident Ri contenu dans le champ de vue est renvoyé par le rétroréflecteur, après réflexion sur les trois faces, en un rayon en retour qui lui est sensiblement parallèle. Le satellite 10 décrit une trajectoire T autour de la Terre en étant stabilisé par le dispositif de contrôle d'attitude 20 en sorte que la normale N du coin de cube soit dirigée vers la Terre Plus précisément, on définit pour le satellite un trièdre orthonormé direct X Y Z dont l'axe Z (axe de lacet) est destiné à être pointé vers le centre de la Terre, l'axe Y (axe de tangage) est perpendiculaire au plan de l'orbite et l'axe X (axe de roulis) complète le trièdre en sorte d'être de même sens que la vitesse instantanée du satellite La normale N du coin de cube est de préférence, mais pas nécessairement, confondue avec l'axe de lacet, c'est-à-dire est de préférence, mais pas nécessairement, dirigée vers le centre de la Terre Ces axes sont en principe des axe principaux d'inertie. L'arête corrigée 17 est orientée en sorte que le plan que cette arête définit avec la normale N est perpendi- culaire au plan orbital, ce à quelques degrés près ( 100, de préférence à moins de 50 près). L'écart & est compris entre les valeurs minimale et maximale que prend la grandeur vt/(c sin e) en radians pour diverses inclinaisons de rayon incident, o vt est la vitesse relative transverse instantanée (c'est-à-dire la composante de la vitesse V qui est perpendiculaire au rayon incident), e est l'angle instantané entre la direction du rayon et l'arête corrigée, et c est la vitesse de la lumière: cela aboutit typiquement à la plage précitée de 1 à 10 secondes compte tenu des vitesses typiques de parcours des orbites de satellites géodésiques (le plus souvent des orbites basses). Du fait de l'écart a, le rayon incident est réfléchi avec des maxima d'énergie selon deux directions légèrement décalées de quelques secondes d'arc de part et d'autre de la direction du rayon incident (il est en fait formé d'une, ou de plusieurs impulsions successives brèves). Du fait de la condition précitée d'orthogonalité entre le plan défini par l'arête corrigée et la normale et le plan orbital, les deux directions précitées d'énergie maximale sont décalées parallèlement à la trajectoire, ce qui garantit que malgré l'aberration de vitesse due à la vitesse relative transverse importante entre un émetteur-récepteur au sol et le satellite, cet émetteur-récepteur reçoive en retour une énergie significative. Le principe d'une telle correction d'aberration de vitesse a déjà été décrit, dans sa généralité, dans la demande de brevet 91-03795 précitée déposée le 28 Mars 1991 mais non encore publiée. Le dispositif de contrôle d'attitude 20, de tout type approprié connu en soi, est ici de type passif, en ce sens que, après la mise à poste du satellite sur son orbite de service, il ne consomme plus d'énergie. Plus précisément, ce dispositif tire parti du moment naturel des forces de gravitation (terrestres dans notre exemple> sur un corps (satellite terrestre dans notre exemple) présentant des différences sensibles entre ses moments d'inertie principaux. Ainsi, le couple de gravité tend à aligner de façon stable avec la direction géocentrique l'axe principal d'inertie auquel est associée la plus petite inertie dans la mesure o certaines conditions de stabilité sont vérifiées par les inerties principales du satellite (notamment que la différence entre les inerties principales transverses en valeur absolue soit inférieure à l'inertie principale la plus petite et que les inerties principales transverses soient sensiblement différentes l'une de l'autre). Le dispositif 20 comporte à cet effet un ensemble de mâts disposés dans le plan roulis-lacet de façon symétri- que par rapport à l'axe de lacet; ce dispositif 20 comporte un mat 21 s'étendant selon l'axe de lacet Z vers la Terre, de préférence terminé par une masse 22 De manière avantageuse le satellite comporte en outre un mat non représenté s'éten- dant dans le prolongement mais à l'opposé du mât 21 Outre qu'il augmente le moment d'inertie associé aux autres axes principaux d'inertie X et Y, un tel deuxième mât en pratique symétrique du premier, a l'avantage de limiter les couples perturbateurs (notamment dûs à la traînée dans l'atmosphère dans le cas d'orbites basses fréquent dans les applications géodésiques ou à la pression de radiation solaire) Un autre avantage est de permettre à volonté le positionnement du centre de masse, de préférence près du sommet S. Ce (ou ces) mât(s) s'étendant selon l'axe Z assurent une stabilisation en attitude de cet axe Pour assurer une stabilisation du satellite autour de ses deux autres axes, le dispositif 20 comporte en outre deux mâts 23 et 24 s'étendant en sens opposés le long de l'axe de roulis X et terminés par des masses 25 et 26. En pratique, ces bras sont télescopiques, commandés en déploiement après largage vis à vis d'un lanceur par des moteurs de déploiement 27, 28 et 29 Ces bras ne sont de préférence pas directement raccordés au rétroréflecteur 105 mais raccordés à une structure de support dont des tringles de liaison du mât 21 au reste du satellite sont représen- tées à la figure 1. Ce satellite 10 est une version très simple de l'invention. Le système de stabilisation à mâts de gravité est en pratique complété par: un dispositif convenable connu en soi d'aide à la mise à poste (bobine(s) magnétique(s) et ou aimant(s) chargeable(s) avec en outre un ou des détecteur(s) d'attitude: magnétomètre(s), détecteur-Terre, détecteur(s) solaire(s) et un système de communication permettant la réception des télécommandes depuis le sol et l'émission des télémesures du satellite vers le sol), ainsi que d'un dispositif d'amortisseur, de préférence sans articulation, (par exemple barreau(x) à hystérésis ou système à ancrage magnétique). Dans la pratique, l'alimentation électrique des équipements concommateurs nécessite la mise en place d'une architecture électrique, d'une batterie et de cellules solaires, ainsi que d'un dispositif de contrôle thermique aussi passif que possible. D'autres systèmes de stabilisation 3-axes avec mâts de gravité dansle plan roulis-lacet sont possibles, tels que par exemple celui schématisé à la figure 7, avec une configuration en croix de Saint-André avec des mâts disposés de façon symétrique de part et d'autre de l'axe de lacet vis à vis duquel ils présentent toutefois une faible inclinaison en sorte de permettre le respect des conditions précitées sur les moments principaux d'inertie. La figure 2 montre un autre satellite géodésique stabilisé 3-axes conforme à l'invention, désigné par la référence générale 40. Ce satellite 40 se distingue principalement du satellite de la figure 1 par le fait qu'au lieu d'un rétroré- flecteur unique, il comporte un ensemble de quatre rétroré- flecteurs 41, 42, 43 et 44 accolés les uns aux autres en sorte que leurs sommets soient à proximité immédiate les uns des autres tout en ayant des champs de vue disjoints. Plus précisément, cet ensemble de rétroréflec- teurs est formé d'une plaque de base 45 et de deux parois de séparation 46 et 47 se croisant à angle droit et sensiblement perpendiculaires à la plaque de base En pratique, l'une 46 des parois, dite principale, est d'une seule pièce tandis que l'autre 47 des parois, dite secondaire, est en deux parties. Ces parois déterminent en leur croisement une direction sensiblement perpendiculaire à la plaque de base qui sera appelée normale de l'ensemble du rétroréflecteur Cette normale s'étend avantageusement selon l'axe de lacet Z tandis que les parois 46 et 47 s'étendent parallèlement aux axes de tangage et de roulis respectivement (ou inversement). La paroi (ici 46) s'étendant parallèlement à l'axe de tangage présente un écart E à l'orthogonalité (positif d'un côté de cette paroi, et négatif de l'autre) par rapport à la plaque de base tandis que l'autre paroi (ici 47) parallèle à l'axe de roulis est rigoureusement perpendicu- laire aussi bien à la plaque de base qu'à la paroi parallèle à Y (aux tolérances de fabrication près, bien sûr, lesquelles sont inférieurs à la seconde d'arc, par exemple de l'ordre de quelques dizièmes de secondes). De la sorte les quatre rétroréflecteurs compor- tent tous une arête corrigée unique repérée 41 A, 42 A, 43 A ou 44 A, qui est parallèle à l'axe de tangage grace a quoi la condition précitée d'orthogonalité au plan orbital du plan défini par la normale et l'arête corrigée de chaque rétroré- flecteur est satisfaite. On appréciera la simplicité de structure du bloc constitué par les rétroréflecteurs 41 à 44. L'assemblage de la plaque et des parois est par exemple assuré par collage et/ou par adhésion moléculaire. D'autres méthodes de réalisation sont possibles. Ainsi par exemple l'ensemble des rétroréflecteurs peut être obtenu par dépôt de surfaces réfléchissantes sur un substrat monobloc moulé, en utilisant la technique dite de réplique. Le respect des conditions sur les angles dépend bien sûr de la qualité de la forme maîtresse servant à faire les répli- ques.10 La contrainte sur le parallélisme des quatre arêtes corrigées est par exemple de + 10 Il est à noter ici que le mode d'assemblage indiqué ci-dessous à propos de la figure 3 garantit un très bon parallélisme des arêtes corrigées. Quant à l'alignement des arêtes corrigées avec la normale locale au plan orbital, la précision visée est par exemple de + 10 , de préférence + 50 (il faut se rappeler ici que les satellites visés ici (microsatellites) sont de petite taille et de petites masses, ce qui peut justifier des exigences de contrôle d'attitude moins sévères que pour des satellites normaux: plusieurs tonnes et des dimensions de plusieurs mètres). Le fait que les quatre rétroréflecteurs aient des champs de vue disjoints, contrairement à ce que l'on pourrait penser de prime abord, n'est pas rédhibitoire même si notamment la normale définie ci-dessus pour l'ensemble des rétroréflecteurs n'est contenue dans le champ de vue d'aucun rétroréflecteur En effet, la direction de cette normale n'a pas d'importance pratique privilégiée pour l'émission- réception En outre, cette direction est neutralisée dans l'exemple de la figure 2 par l'existence d'un mât de stabili- sation s'étendant selon l'axe de lacet. Le satellite 40 de la figure 2 est en effet stabilisé en attitude, comme celui de la figure 1, de façon passive. Il comporte ainsi un mât longitudinal principal de stabilisation 51 s'étendant selon l'axe de lacet, vers la Terre, et terminé par une masse 52, un mât longitudinal secondaire de stabilisation 53 s'étendant à l'opposé du mât principal 51 et terminé par une masse 54, ainsi que deux mâts transversaux de stabilisation 55 et 56, plus courts s'éten- dant selon l'axe de roulis et terminés par des masses 57 et 58 Ces mâts sont en pratique télescopiques et sont raccordés à une structure porteuse 59, dans laquelle est logé l'ensem- ble à rétroréflecteurs, par des moteurs de commande en déploiement repérés 60 à 63. La structure porteuse 59 comporte ici une plaque arrière 64 transversale à l'axe de lacet 2, des parois latérales 65 et une tringle 66, auxquels sont fixés divers équipements du satellite dont par exemple: un bloc électronique 67 de commande des moteurs de déploiement des mâts, un bloc électronique de télécommunication 68 pour l'échange avec le sol de télémesures et de télécomman- des, à l'aide d'une antenne 69, une batterie 70, des panneaux solaires 71 fixés à la structure ou déployables orientés vers l'extérieur et disposés en nombre, taille et orientation de façon à satisfaire les besoins du satellite en alimentation électrique, des détecteurs terrestre 72, solaires 73, ou encore des magnétomètres (non représentés). On notera l'existence entre la plaque de base 45 de l'ensemble de rétroréflecteurs et la plaque arrière 64 de la structure porteuse d'un volume facilement aménageable pour loger certains des équipements précités. Des masses d'équilibrage, schématisées en 74, sont avantageusement prévues pour permettre, compte tenu notamment des longueurs des mâts et des masses associées, d'amener le centre de masse G du satellite le plus près possible des sommets des rétroréflecteurs, grâce à quoi une éventuelle dérive en attitude du satellite n'a qu'une incidence minime sur la précision des mesures de distance entre les sommets des rétroréflecteurs et des stations émettrices/réceptrices au sol. Cette précision, y compris en cas de dérive en attitude, est en fait d'autant meilleure que les sommets sont près du centre de masse (ce commentaire vaut également pour le satellite de la figure 1 avec un seul sommet). A titre d'exemple la plaque de base 45 a un diamètre de 200 mm et les parois 46 et 47 (ici de forme triangulaire, mais d'autres formes sont possibles telles que semi-circulaire, semi-elliptique, polygonale) ont une épaisseur de 10 mm (voire moins). L'épaisseur des parois 46 et 47 doit être suffisamment grande pour garantir la rigidité de l'ensemble des rétroréflecteurs et garantir une bonne qualité optique des surfaces réfléchissantes malgré d'éventuelles perturba- tions thermiques ou du fait d'effets centrifuges Plus ces parois sont fines, plus les sommets optiques sont proches les uns des autres (voir ci-dessus) et moindre sera l'erreur de distance introduite sur les mesures par une éventuelle dérive en attitude. Le dispositif de stabilisation du satellite 40 est du type essentiellement passif, fondé sur le gradient de gravité terrestre Cette technique de stabilisation, connue en soi, peut être suffisante pour maintenir le satellite dans son attitude nominale avec la précision indiquée ci-dessus (+ 100). En pratique les équipements additionnels préci- tés, destinés notamment à la communication, à l'alimentation en énergie des équipements consommateurs ainsi qu'au contrôle thermique, font que le satellite ne peut être entièrement passif De préférence, des éléments actifs ou passifs additionnels peuvent être rajoutés pour améliorer la stabili- sation. En effet d'autres techniques connues de stabili- sation en attitude 3-axes peuvent être utilisées (seules ou en combinaison). Selon une variante de réalisation, la stabilisa- tion de l'attitude en lacet se fait de façon passive grâce à un ou deux mâts s'étendant selon cet axe de lacet tandis que5 la stabilisation suivant les autres axes est effectuée de façon active, par exemple par un ensemble (magnétomètre + bobines magnétiques). Selon encore une autre variante, la stabilisation est effectuée de façon active, selon le concept de moment cinétique embarqué suivant l'axe asservi à la normale au plan orbital, ce moment cinétique étant réalisé matériellement par une roue cinétique fonctionnant nominalement autour d'une vitesse moyenne non nulle ou d'une roue à réaction utilisée en roue cinétique Il peut y avoir association d'un mât en lacet et d'une roue en tangage. Selon d'autres variantes on peut, avec des performances de pointage allant en s'améliorant, mais des masses, des consommations électriques et des coûts augmentés, utiliser deux, trois ou quatre roues, voire davantage. Il est à noter qu'une dérive d'attitude est tolérable, même si le (ou les) sommet(s) de rétroréflec- teur(s) sont décalés du centre de masse, dès lors que l'on peut, grâce à des télécommunications avec le sol, déterminer la position de ce sommet par rapport au centre de masse, à la direction géocentrique et à la tangente instantanée à la trajectoire. Les figures 4 à 6 correspondent à un autre type de stabilisation par autorotation (en anglais "spin") autour d'un axe principal d'inertie du satellite; cet axe est de préférence l'axe principal du satellite auquel correspond le moment d'inertie le plus élevé. Le satellite 60 représenté par le schéma de principe de la figure 4 comporte huit rétroréflecteurs et est animé d'un mouvement de rotation autour d'un axe du satellite destiné à être perpendiculaire au plan orbital Chacun des rétroréflecteurs comporte une arête corrigée unique parallèle à cet axe de rotation De la sorte ce satellite présente à tout instant en direction de la Terre un groupe de quatre rétroréflecteurs conforme à celui des figures 2 et 3, c'est- à-dire un groupe de quatre rétroréflecteurs ayant des arêtes corrigées uniques parallèles à l'axe Y Ce satellite 60 peut donc être assimilé à deux ensembles de rétroréflecteurs du type décrit aux figures 2 et 3 accolés dos à dos. Toutefois cette configuration de la figure 4 fait qu'il est difficile d'implanter des équipements (notamment le système de stabilisation en attitude) sans gêner le champ de vue de l'un ou l'autre des rétroréflecteurs. C'est pourquoi il est préférable de dissocier ces huit rétroréflecteurs en deux groupes A et B de quatre rétroréflecteurs du type de la figure 6, c'est-à-dire ayant une plaque de base 71 tranversale à l'axe de rotation et deux parois 72 et 73 rigoureusement orthogonales à cette plaque de base mais présentant entre elles un écart S à l'orthogonalité en sorte de former quatre rétroréflecteurs 74 à 77 ayant des arêtes corrigées 74 A, 75 A, 76 A et 77 A situées à proximité les unes des autres. De la sorte les sommets des rétroréflecteurs qui constituent des points de référence pour les mesures de distance sont à une distance très faible de l'axe de rota- tion, (quelques millimètres à peine). La figure 5 représente un satellite 70 dont les groupes A et B ont leurs plaques de base séparées parallèle- ment à l'axe de rotation d'une distance d, en sorte de dégager un espace disponible pour l'implantation du disposi- tif de stabilisation en attitude schématisé en 70 A ainsi que d'équipements (par exemple ceux cités à propos de la figure 2) Sur cette figure 5 les groupes A et B de rétroréflecteurs sont reliés par une paroi cylindrique 78 de même diamètre (typiquement 20 cm) que les plaques de base Sur cette paroi sont schématisés en 79 des cellules solaires, et en 80 une antenne en ceinture, par exemple réalisée en technologie micro-ruban Le système de stabilisation 70 A contenu dans la paroi comporte par exemple un (ou des) magnétométre(s) et des bobines magnétiques (une telle stabilisation d'un satellite par autorotation est décrite par exemple dans Vol 2, Procee- dings of the 4th Annual AIAA/USU Conference on small satelli-5 tes, August 27-30, 1990: "Magnetic Attitude System for Spinning Small Spacecrafts" par P K PAL et V H SELBY de la Société ITHACO. La distance d est de préférence inférieure au rayon des plaques de base 71, quitte à augmenter le diamètre de la paroi 78 bien au delà de celui desdites plaques 71. Plus généralement on peut définir la valeur maximale de d par la relation (d/2) sin O S 5 mm si O est l'écart maximal de l'axe de spin par rapport à la normale du plan orbital Cette inégalité traduit que, si le centre de masse est bien au centre géométrique du satellite, lrécart des sommets des rétroréflecteurs à la normale instantanée au plan orbital (au centre de masse) est infé- rieur à la tolérance (ici 5 mm) admise pour les mesures de distance. En fait, les sommets des rétroréf lecteurs ne sont jamais exactement sur ladite normale instantanée du fait de l'épaisseur non nulle des parois 72 et 73 Les mêmes remar- * ques que pour la figure 3 s'appliquent au dimensionnement et à la conformation de ces parois. D'autres types d'actionneurs pour la stabilisa- tion de l'axe de rotation peuvent être envisagés. Le système de stabilisation du satellite peut en outre comporter, de façon connue en soi, des moyens d'amor- tissement de la nutation (par exemple de type magnétique, ou par déplacement de fluide visqueux dans un tube droit ou courbe). Dans le cas d'orbites de faible inclinaison (voire nulle) par rapport au plan équatorial, une bobine magnétique placée suivant l'axe de spin a une très faible efficacité; on peut alors utiliser des bobines magnétiques planes pour contrôler la direction de l'axe d'autorotation et la vitesse d'autorotation. De manière préférée, pour maintenir avec une bonne précision (moins de 50) l'alignement de l'axe d'autoro- tation avec la normale au plan orbital, le satellite est avantageusement muni d'un détecteur terrestre du type dit "à horizon", éventuellement combinés à des détecteurs solaires. On appréciera que les satellites décrits ci- dessus sont équipés de systèmes de stabilisation en attitude (selon trois axes ou en autorotation) à action lente et progressive (voire continue) c'est-à- dire sans impulsions, compatibles avec les faibles masses globales envisagées pour la classe des satellites dits mini voire microsatellites et avec la contrainte (liée à l'application géodésique) de15 minimiser les perturbations induites sur le comportement orbital Ainsi par exemple un système de stabilisation passif par gravité (avec un mât de 10 m de long et portant une masse de 4 kg) pour un satellite d'environ 50 kg décrivant une orbite circulaire à 1200 km avec une inertie en lacet de 30 kg m 2, représente moins de la moitié de la masse La masse d'un dispositif de stabilisation par roue et système magnéti- que peut être inférieure à 10 kg, tandis que la masse nécessaire pour une stabilisation spinnée utilisant un magnétomètre 2-axes, deux bobines magnétiques et un détecteur Terre à horizon, peut s'estimer à moins de 5 kg, voire moins de 1 kg dans un cas d'optimisation de la stabilisation très poussé comme celui du microsatellite de communication "SCSC" ou "MICROSAT" réalisé par DEFENSE SYSTEM INC pour "Défense Advanced Research Projects Agency" (DARPA), la stabilisation étant réalisée par la Société ITHACO INC dont Messieurs PARIMAL K PAL and VAUGHN H SELBY (mentionnés ci-dessus) font partie. Compte tenu de ce que les éléments rétroréflec- teurs constituent, dans les microsatellites décrits, l'essen- tiel de la charge utile et sont réalisés en alliages légers (aluminium, titane ou autre), le poids de ces microsatelli- tes, compte tenu des indications précitées sur le dispositif de stabilisation, est bien compatible avec les spécifications de masse et de dimensions des microsatellites Ils peuvent ainsi aisément se "caser" sous la coiffe d'un lanceur (ARIANE par exemple) à côté d'un satellite principal, voire être lancés en grappe. A titre d'exemple, pour une vitesse relative satellite/terre de 5 à 8 km/s, correspondant à une aberration de vitesse angulaire de 6,9 " arc, E vaut entre 4,2 " à 6,8 "; pour une vitesse relative de 3 km/s, correspondant à une aberration de 4,1 " arc, & vaut 2,5 ". Il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1 Véhicule spatial à application géodésique destiné à parcourir une trajectoire dans un plan orbital, comportant au moins un rétroréflecteur ( 11; 41-44; A, B) en forme de coin de cube avec un sommet (S), une normale et trois facettes dont deux sont orthogonales à la troisième en faisant entre elles, en une arête dite arête corrigée ( 17; 41 A-44 A; 74 A-77 A), un angle différant de 90 d'un écart non nul, inférieur à une minute d'arc, et un dispositif de stabilisation en attitude adapté à maintenir le plan déter- miné par la normale du coin de cube et l'arête corrigée perpendiculaire au plan orbital. 2 Véhicule spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif de stabilisation en attitude est adapté à stabiliser le véhicule spatial suivant un axe de lacet dirigé vers le centre de la Terre, un axe de tangage perpendiculaire au plan orbital et un axe de roulis perpendiculaire aux axes de lacet et de tangage et de même sens que la vitesse instantanée, grâce à quoi le véhicule spatial est stabilisé 3-axes. 3 Véhicule spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que ce rétroréflecteur est unique. 4 Véhicule spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que ce rétroréflecteur fait partie d'un ensemble de rétroréflecteurs ( 41-44) à champs de vue au moins approximativement disjoints. Véhicule spatial selon la revendication 3, caractérisé en ce que ce rétroréflecteur fait partie d'un ensemble de quatre rétroréflecteurs ( 41-44) ayant leurs sommets adjacents, accolés les uns aux autres par leurs facettes en ayant leurs sommets à proximité immédiate les uns des autres et leurs arêtes corrigées parallèles à l'axe de tangage. 6 Véhicule spatial selon la revendication 4, caractérisé en ce que cet ensemble de quatre rétroréflecteurs est formé d'une plaque de base ( 45), d'une première paroi ( 46) raccordée par une tranche à cette plaque de base parallèlement à l'axe de tangage en faisant avec cette plaque de base un angle différant de 900 d'une valeur égale à5 l'écart ú, et d'une seconde paroi ( 47) raccordée à angle droit à la plaque de base et à la première paroi. 7 Véhicule spatial selon la revendication 5, caractérisé en ce que la plaque de base est parallèle au plan des axes de roulis et de tangage.10 8 Véhicule spatial selon la revendication 2, caractérisé en ce que ce dispositif de stabilisation en attitude est à action progressive. 9 Véhicule spatial selon la revendication 8, caractérisé en ce que ce dispositif de stabilisation en attitude est à action continue. Véhicule spatial selon la revendication 9, caractérisé en ce que le dispositif de stabilisation en attitude comporte au moins deux mâts ( 21, 51, 23, 24, 55, 56) s'étendant selon deux directions du plan roulis-lacet. 11 Véhicule spatial selon la revendication 10, caractérisé en ce que le dispositif de stabilisation en attitude comporte au moins un mât ( 21, 51) s'étendant selon l'axe de lacet et au moins un mât ( 23, 24; 55, 56) s'étendant selon l'axe de roulis. 12 Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications 2 à 11, caractérisé en ce que chaque sommet est à proximité immédiate du centre de masse du véhicule spatial. 13 Véhicule spatial selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est en rotation autour d'un axe d'autorotation et en ce que le dispositif de stabilisation en attitude est adapté à maintenir cet axe d'autorotation perpendiculaire au plan orbital, le sommet du rétroréflecteur étant à proximité immédiate de cet axe d'autorotation. 14 Véhicule spatial selon la revendication 13, caractérisé en ce que ce dispositif de stabilisation en attitude est à action progressive. Véhicule spatial selon la revendication 14, caractérisé en ce que ce dispositif de stabilisation en attitude comporte au moins un magnétomètre et au moins une5 bobine magnétique. 16 Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications 13 à 15, caractérisé en ce que ce rétroréflec- teur fait partie d'un ensemble de rétroréflecteurs ayant des champs de vue au moins approximativement disjoints. 17 Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications 13 à 16, caractérisé en ce que ce rétroréflec- teur fait partie de l'un de deux ensembles de quatre rétroré- flecteurs ( 74-77), accolés les uns aux autres par leurs facettes en ayant leurs sommets à proximité immédiate les uns des autres et leurs arêtes corrigées parallèles à l'axe d'autorotation. 18 Véhicule spatial selon la revendication 17, caractérisé en ce que chacun de ces ensembles est formé d'une plaque de base ( 71) perpendiculaire à l'axe d'autorotation, et de deux parois raccordées à angle droit à cette plaque de base en formant entre elles un angle différant de 900 d'une valeur égale à l'écart s. 19 Véhicule spatial selon la revendication 18, caractérisé en ce que les plaques de base de ces deux ensembles sont séparées parallèlement à l'axe d'autorotation d'une distance d. Véhicule spatial selon la revendication 19, caractérisé en ce que cette distance d est inférieure à la moitié de la dimension moyenne des ensembles (A, B) transver- salement à l'axe d'autorotation. 21 Véhicule spatial selon la revendication 19, caractérisé en ce que cette distance d satisfait l'inégalité (d/2) sin e 5 t si O est l'angle maximal d'inclinaison autorisé entre l'axe d'autorotation et la normale au plan orbital, et si t est l'écart maximal autorisé entre le sommet des rétroréflecteurs et l'axe d'autorotation. 22 Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 21, caractérisé en ce que ce véhicule spatial est un minisatellite. 23 Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications 1 à 22, caractérisé en ce que ce véhicule spatial est un microsatellite.