FR 2778747 A1 19991119 FR 9806016 A 19980513 L'invention concerne un dispositif d'interférométrie radar et des applications de ce dispositif. Ces dernières années, l'imagerie par radar s'est enrichie des possibilités spectaculaires offertes par la combinaison cohérente de plusieurs images radar, comme cela est illustré notamment dans les publications suivantes: - Goldstein, R. and Zebker, H. "Interferometric radar measurements of ocean surface currents" Nature,328, 707-709, 1987 - Prati, C. and Rocca, F. "Improving slant-range resolution with multiple SAR surveys" IEEE trans. Aerospace Elec. Sys., 29, 135-43, 1993 - Zebker, H. and Goldstein, R. "Topographic mapping from interferometric SAR observation" J. Geophys. Res., 91, 4993-5001, 1986 - Massonnet, D. and Rabaute, T. "Radar interferometry: limits and potential" IEEE trans. Geosc. And Remote Sensing., 31, 455-464, 1993 La présente invention a pour objet un dispositif d'interférométrie radar comprenant au moins un satellite émetteur et au moins une constellation de satellites récepteurs, caractérisé en ce que les satellites récepteurs sont placés sur des orbites qui sont choisies de façon que les satellites récepteurs visent la zone éclairée au sol par le satellite émetteur et dont: - leurs grands axes ont même longueur, de sorte que les satellites récepteurs sont rigoureusement synchrones, - leurs foyers sont séparés par une distance qui est la même pour chacune des orbites des satellites récepteurs et qui est supérieure à la distance des foyers de l'orbite du satellite émetteur, en sorte que l'excentricité de l'orbite d'un satellite récepteur diffère de celle de l'orbite du satellite émetteur, - les arguments de leurs périgées ont des valeurs réparties régulièrement sur 360 en sorte que pendant une période orbitale les satellites récepteurs parcourent une ellipse sur laquelle ils sont répartis régulièrement, ladite ellipse étant centrée sur la position qu'aurait le satellite émetteur si son orbite avait même longitude du noeud ascendant et même phasage que les orbites des satellites récepteurs. De préférence les satellites récepteurs visent en permanence la zone éclairée au sol par le satellite émetteur mais, selon les applications, on peut admettre que les satellites récepteurs visent seulement le plus souvent ou même seulement occasionnellement la zone éclairée par le satellite émetteur. La constellation de récepteurs passifs permet de réaliser toutes les possibilités du radar en utilisant un satellite radar existant comme source. La constellation proposée est peu coûteuse, du fait de son caractère passif. De préférence, le satellite émetteur est synchrone des satellites récepteurs. De préférence, la constellation comporte un ou plusieurs groupes de trois satellites récepteurs placés sur une ou plusieurs ellipses concentriques. Le satellite émetteur fait partie de la constellation ou en est indépendant, selon les réalisations. De préférence, les récepteurs radar sont conçus pour enregistrer en continu le signal de la zone éclairée au sol par le satellite émetteur, des moyens étant_prévus pour resynchroniser le signal ainsi enregistré sous forme de lignes successives rangées par distances croissantes. Avantageusement, le satellite émetteur est choisi dans le groupe des satellites d'observations radar tels que ERS-1, ERS-2, Radarsat et J.ERS-1. L'invention sera encore expliquée ci-après en référence aux figures du dessin joint sur lequel: - les figures 1 & 2 sont des schémas relatifs à la définition de la résolution en azimut et de l'interférométrie le long de la trace; - la figure 3 est un schéma relatif à la définition de la résolution en distance et de l'interférométrie perpendiculaire; et - les figures 4 & 5 sont des schémas de constellations de satellites récepteurs radar conformes à la présente invention. Résolution en azimut Sur les figures 1 & 2, les références Pi et P2 désignent deux satellites récepteurs radar, la référence E désigne un satellite émetteur radar et T désigne une cible radar au sol. Le satellite émetteur E est un satellite radar classique qui émet et reçoit des impulsions pour en faire des images, tel ERS-1, et le rayonnement est utilisé d'une autre manière à l'aide des deux satellites passifs récepteurs PF et P2 situés sur des orbites de même période que E. Le satellite E rythme la cadence des impulsions radar pour ses besoins propres. La fréquence de répétition des impulsions est appelée prf. Entre deux impulsions, E, P, et P2 parcourent la distance D. La distance entre E et T est R. La distance entre E et le centre de Pl et P2 est X. La distance entre Pl et P2 est B. Les calculs qui suivent supposent que les satellites parcourent des trajectoires rectilignes à la vitesse v (donc v=prf*D). La courbure des orbites altère légèrement ces résultats de principe, sans en changer la nature ni l'ordre de grandeur. De même, si ET n'était pas perpendiculaire à la vitesse, dans le cas d'une prise de vue à Doppler non nul, on pourrait suivre le même raisonnement en remplaçant E par E', à l'aplomb de T, et en redéfinissant X et R en conséquence. La différence des distances entre la cible T et les récepteurs P1 et P2 ne dépend pas de la position de E, car le parcours de l'onde est commun sur le trajet (E,T). Elle vaut: A= =R2 + R2 +(X-D 2) R (XD -2) Compte tenu de la faible valeur relative de D et B, nous avons: BX et A B(X- D) AR et+ AX, R A IR- +R X2 La différence de marche entre P. et P2 est donc, par rapport à T: B D A -A R2 +X2 Si la longueur d'onde du radar E est X, on définit la base critique Bc par: =-R2 +X- D Cette grandeur définit l'écartement des récepteurs à partir duquel la différence de marche en provenance d'une même cible change de plus de la longueur d'onde entre deux impulsions successives, ce qui correspond à une différence d'effet Doppler supérieure ou égale à prf, pour la même cible, entre les deux récepteurs. Les signaux enregistrés par les récepteurs sont alors indépendants, ils ne permettent plus de créer des franges d'interférences par combinaison de leurs phases. En revanche, la combinaison de ces signaux permet d'améliorer d'un facteur deux la résolution, par une procédure similaire à celle du mode SPOTLIGHT, mais en technique passive. Pour un satellite en bande C du type d'ERS-1, Bc vaut.environ 10 km. Le même raisonnement s'applique à plus de deux récepteurs. Ainsi, trois récepteurs placés à des intervalles de 10 km sur la même orbite permettent d'obtenir une résolution de deux mètres à partir de données d'ERS-1, améliorant ainsi la résolution d'un facteur 3. Interférométrie le long de la trace Si la distance B entre les récepteurs est inférieure à Bc, les signaux qu'ils reçoivent sont indépendants dans la proportion B/Bc, mais cohérents pour le reste. En particulier, si la cible T est vue par le récepteur Pl sous un certain Doppler, elle peut être vue quelques instants plus tard, sous le même Doppler par le récepteur P2, pourvu que B soit inférieure à BC. Plus précisément, en utilisant les notations de la figure 2, la variation de distance entre l'émetteur E, la cible T et le récepteur P,, d'une impulsion à la suivante, est la différence de: A =:R:+D12- R2+(D1-D): et de: A, = R2+ X+D+ jR2+ (X+D1-D+ B)2 Pour le récepteur P2, et dans le cas général o la cible T occupe une autre position D2, cette différence devient la différence entre: A3 = R:+D,2-/R 2+(D2 - D)2 et A4= R2+ X+D,- B) -R2R+X +D,-D- B Pour observer la cible T sous le même Doppler avec chacun des récepteurs, il faut trouver une condition o: A1 + A2 = A3 + A,4 ou encore: A1 - 3 = A4 - A2 La condition s'exprime, au premier ordre, par: D (Di-Dj= (D,-D, -B) R x: t:XR +1)(D:-D)=B R2X (D2 - Dl) doit être inférieure à la largeur Z éclairée par l'antenne de l'émetteur, pour que la cible T doit trouve éclairée dans les deux cas. En pratique, la limite de la méthode sera plutôt dans la durée de la cible T. Ainsi, dans le cas de courants marins, les cibles sont des éléments de la surface de l'eau. Si la durée de vie de ces cibles éphémères est de 0.1 seconde, par exemple, il faut imposer: (D2 - Dl) plan orbital, ce qui n'est pas rigoureusement nécessaire. Le satellite E envoie des impulsions radar dans une certaine largeur de bande pour ses besoins propres. La fréquence d'échantillonnage critique correspondante est appelée f. La distance entre E et Tl est R. La distance entre E et T2 est R+c/2fe. La distance entre Pl et P2 est B. La distance entre Tl et O est X. La distance entre E et O est H. Les distances entre la cible Tl et les récepteurs Pl et P2 ne dépendent pas de la position de E, car le parcours de l'onde est commun sur le trajet (E,T). Elles valent: BH A2 + H=X A.,=2X2+ H-2 A ptl A ApBtl H R Pour la cible T2, ces différences deviennent: A pI2=X'+ H) Ap,= X'2 + H+ avec: X':2+H2 =R+2c 2f: par suite: p22BH c Apl2 - Ap2 R 2fe) à l'aide de la longueur d'onde X, on définit un autre type de base critique Bcp par: 2f A1 R2 B = 2f= L R - Hc Cette grandeur définit l'écartement vertical des récepteurs à partir duquel la différence de marche en provenance de deux échantillons successifs change de plus de la longueur d'onde. Comme précédemment, les signaux enregistrés par les récepteurs sont indépendants et ne permettent plus de créer des franges d'interférences par combinaison de leurs phases. En revanche, la combinaison de ces signaux permet d'améliorer d'un facteur deux la résolution en distance. Dans la suite, on appellera surface interférométrique le domaine centré sur le récepteur, dans le plan de l'orbite, dont la longueur est égale à Bc et la hauteur est égale à Bop (figures 4 et 5). Pour un satellite en bande C du type d'ERS-1, Bop vaut environ 5 km. Le même raisonnement s'applique à plus de deux récepteurs. Ainsi, trois récepteurs placés à des intervalles de 5 km verticalement permettent d'obtenir une résolution au sol d'environ six mètres, perpendiculairement à la trace, à partir de données d'ERS-1 pour lesquelles cette résolution est de 20 m. Du fait de la forme de l'ellipse relative G, il est avantageux que la base Bc soit à peu près égale au double de la base B=p, il faudrait: HPD # 2RPA o PD et PA sont les tailles de pixel en distance et azimut (respectivement égales à - et D). Comme on l'a vu, les 2fú satellites ERS-1 et ERS-2 remplissent approximativement cette condition. Un satellite tel que Radarsat peut également la remplir. De toute façon, les bases B, et Bop sont variables dans une image, et leurs valeurs doivent être prises à titre indicatif. Interférométrie perpendiculaire Si la distance verticale B entre les récepteurs est inférieure à Bop, les signaux qu'ils reçoivent sont indépendants dans la proportion B/BCp, mais cohérents pour le reste, de façon similaire à ce qui se passe pour l'interférométrie le long de la trace. La comparaison des phases des deux images acquises par les récepteurs permet alors de calculer la topographie du terrain. La sensibilité topographique peut être exprimée par l'altitude d'ambiguïté, dont l'expression ici est: h A R h B Dispositif de l'invention On a schématisé sur les figures 4 & 5 des constellations conformes à l'invention de satellites récepteurs S synchrones entre eux qui décrivent sur une période orbitale une ellipse G ou deux ellipses Gl, G2 autour de la position qu'aurait un satellite émetteur qui serait isochrone des satellites récepteurs et qui décrirait une orbite dont l'excentricité n'aurait pas été modifiée. La répartition régulière des arguments de périgée des satellites récepteurs le long de l'orbite se traduit par une position régulière des satellites récepteurs sur l'ellipse en question, qui est parcourue à vitesse angulaire constante, vue de son centre. Le petit rayon r de l'ellipse (vertical) est relié à l'excentricité additionnelle e des récepteurs et au demi grand axe a de l'orbite de l'émetteur par la relation: r = a. e. Le grand rayon de l'ellipse (horizontal) est le double du petit rayon. L'ellipse étant parcourue à vitesse angulaire constante peut être considérée comme un cercle qui aurait subi une élongation horizontale d'un facteur deux. Les distances horizontales tirées à partir du cercle devront donc être multiplié par deux. Une constellation qui comprendrait deux satellites récepteurs, présenterait l'ensemble des possibilités offertes par l'invention, mais pas en permanence, car selon leurs positions sur l'ellipse interférométrique, ces satellites seraient tantôt "l'un au dessus de l'autre", ce qui permet une partie des applications, ou bien "l'un à côté de l'autre", ce qui permet les autres applications. C'est avec trois satellites que la constellation atteint sa pleine efficacité géométrique, en permettant toutes les applications en permanence. En effet, en raisonnant sur un cercle, lorsque trois satellites récepteurs Sl, S2, S3 occupent les sommets d'un triangle équilatéral, les bases verticales et horizontales varient dans des limites très étroites. Les positions des satellites sur le cercle sont, respectivement, en fonction du temps t: X = r cos(- t) et Y, =rsin -T t) X2 =rcos( T t+ I) et Y,= rsin Tz t+j X3 =rcos T t±2) et Y3 =rsin t+ 2- T 3 T o T est la période orbitale (isochrone de E) et r est le rayon de la "roue interférométrique", que l'ensemble des récepteurs parcourent pendant la période orbitale. Les bases horizontales ou verticales possibles sont les valeurs de: X1 X2, X2 - X3, X3 - Xl, Y1 - Y2, Y2 - Y3, Y3 - Y1 On constate que: 1. 5r et divisée par la hauteur Hc de cette réunion (figure 4). L'émetteur peut se trouver au centre de l'ellipse, ou bien devancer ou suivre "l'orbite" du centre de l'ellipse. Il peut également avoir une longitude du noeud ascendant légèrement différente, ce qui limite les risques de collision avec les satellites de la constellation. L'écart entre l'émetteur et la constellation peut atteindre quelques kilomètres, voir deux ou trois dizaines de kilomètres, sans inconvénient. Les effets recherchés dépendent essentiellement de la configuration de la constellation elle-même. On peut aussi doter les membres de la constellation de longitudes de noeud ascendant légèrement différentes, mais celles-ci ne devront pas conduire à des écarts de trajectoires dépassant une faible fraction du rayon typique de l'ellipse interférométrique, sous peine de remettre en cause ou de modifier fortement les utilisations décrites. Les inclinaisons de l'émetteur et des récepteurs doivent par contre rester très voisines, sous peine de déformation rapide de la constellation. Emetteur radar L'émetteur E est principalement un satellite d'observation radar, éventuellement en panne partielle. Par exemple, un satellite dont l'organe de transmission de données est en panne peut encore être utilisé comme émetteur. On peut aussi utiliser un émetteur spécifique, éventuellement dépourvu de réception et de transmission de télémesure de charge utile. Récepteurs radar Un satellite récepteur de la constellation est caractérisé par sa simplicité et son faible coût. N'ayant pas à émettre de signal, sa consommation énergétique est faible, il ne nécessite que de petits moyens de génération et de stockage de l'énergie. On laisse avantageusement la responsabilité de la forme du diagramme d'antenne et du signal émis à l'émetteur. Le récepteur peut donc ce contenter d'une antenne de faible diamètre, qu'il n'est pas nécessaire de déployer. En conséquence, il se contente également d'un pointage plus grossier que celui de l'émetteur. En revanche, la géométrie de la constellation doit être bien tenue, ce qui exige entre autres choses, le synchronisme rigoureux des satellites récepteurs. Le synchronisme du satellite émetteur peut être relâché dans certains cas en particulier si la capacité de pointage de la constellation des satellites récepteurs permet de suivre la zone éclairée au sol par le satellite émetteur même si celle-ci défile. On peut penser à utiliser comme émetteur un satellite de télécommunication éclairant une zone assez vaste au sol et situé à une altitude très élevée. La constellation des récepteurs peut alors viser cette zone même si elle ne se déplace pas avec elle (les satellites de télécommunication sont en général géostationnaires. Il en est de même de leur zone d'éclairement). En règle générale, plus les orbites sont basses, plus le synchronisme doit être respecté. Pour les orbites héliosynchrones, le synchronisme garantit non seulement l'absence de défilement de la zone éclairée, mais aussi la possibilité de rester en permanence au voisinage du satellite émetteur, pour en exploiter le rayonnement. En tous cas, les récepteurs doivent disposer de moyens de positionnement très précis. Un point favorable au maintien de la constellation est la similitude des perturbations orbitales subies par l'émetteur et la constellation de récepteurs. La forme identique de ces derniers garantit même la quasi identité des freinages atmosphériques, un point moins critique pour l'émetteur puisque le paramètre X (figures 1 et 2) peut varier dans des proportions assez larges. Le risque de collision peut être limité par l'éloignement du récepteur (distance X de la figure 1) et l'utilisation de plans orbitaux légèrement différents pour les récepteurs. Par exemple, une différence de longitude de 50 à 100 mètres entre les noeuds ascendants des récepteurs est une sécurité. Ces différences de longitude ne doivent cependant pas excéder une faible fraction du rayon typique de l'ellipse interférométrique. Les trajectoires des récepteurs ne se rencontrent en principe jamais du fait des excentricités et des calages de périgées. L'émetteur peut sans inconvénient présenter une différence de plan orbital beaucoup plus marquée ( 10 à kilomètres par exemple). Les récepteurs doivent échantillonner le signal de l'émetteur avec un rythme suffisant. Le signal enregistré par les récepteurs n'est donc pas organisé sous forme de lignes résultant de chaque impulsion, mais est continu. Le signal des récepteurs doit être resynchronisé, au sol, en utilisant, par exemple, l'algorithme des voisins. Si l'antenne des récepteurs est plus petite que celle de l'émetteur, le niveau de signal sera plus faible. A titre d'exemple, un satellite récepteur est associé au satellite ERS1, émettant en bande C (X = 56 mm). L'antenne est circulaire, avec un diamètre d'environ un mètre. Compte tenu de la baisse du gain, l'enregistrement se fait sur deux bits avec un rythme d'échantillonnage complexe de 16 MHz. Ce rythme est constant et ne nécessite aucun dispositif de régulation. Il crée une télémesure de 64 Mbit par seconde, similaire à celle d'autres systèmes, tels que SPOT. Le récepteur peut donc utiliser des moyens existants (mémoire état solide et canal de télémesure classiques). On peut utiliser un récepteur générique, capable de s'adapter à plusieurs satellites, éventuellement dans des bandes différentes. Un tel satellite peut être doté d'un système de propulsion électrique (puisque la charge utile consomme peu) lui permettant plusieurs changements d'orbite, et de passer ainsi d'un "client" émetteur à un autre, au cours de sa vie. Un récepteur adaptable permet aussi l'utilisation de la constellation pour la localisation précise de sources d'émissions radioélectriques au sol. Applications On décrira ci-après, à titre d'exemples, des applications d'un dispositif selon la présente invention. 1) SATELLITE MILITAIRE A PARTIR D'UN "RAYONNEMENT" CIVIL En appliquant la constellation interférométrique, il est possible d'utiliser un satellite radar pour des besoins civils et militaires simultanés, mais de caractéristiques techniques et opérationnelles très différentes. L'émetteur est par exemple un satellite civil de performance moyenne (environ dix mètres de résolution). La constellation réceptrice, dont les surfaces interférométriques doivent se recouper, comprend une (figure 4) ou deux "roues interférométriques" (figure 5). Les avantages sont: - la plus grande difficulté à brouiller le système militaire. Le brouillage de l'émetteur civil n'a pas d'effet sur les images des récepteurs militaires. La position de ces derniers peut rester inconnue de l'adversaire car ils sont discrets. On peut d'ailleurs déplacer fréquemment la constellation réceptrice par rapport à l'émetteur. L'écart angulaire entre les rayons incidents et réfléchis reste cependant suffisamment faible pour que l'image garde les mêmes caractéristiques, et que sa lecture ne nécessite pas d'entraînement particulier. - la haute résolution inaccessible aux utilisateurs civils. La haute résolution résulte de la combinaison cohérente des images des récepteurs, dont les télémesures ne sont pas accessibles aux utilisateurs civils. La résolution peut être meilleure que ne le laisserait croire la bande allouée à une certaine longueur d'onde. Par exemple, même si un système civil en bande L est limité juridiquement à 30 MHz, la constellation peut créer une image équivalente à une très large bande (par exemple 100 MHz), ce qui donne accès à des largeurs de bande relatives intéressantes. - L'utilisation de la base horizontale permet soit d'améliorer la résolution en azimut, soit de comparer des images de résolution nominale séparées par, typiquement, une seconde. Cette caractéristique permet de détecter des cibles mobiles par la différence de leurs positions dans deux images séparées horizontalement. 2) MESURE DES COURANTS MARINS L'utilisation de la base horizontale permet d'établir la carte des courants marins. En supposant que l'on doive limiter la durée d'observation à 0.1 seconde pour des raisons physiques, une observation d'un centième de tour de phase (soit 0.3 mm en bande C) conduit à une estimation dont la précision est de 3 mm par seconde dans la direction d'observation du satellite. Avec un point de vue du type de celui d'ERSl (un angle d'incidence de 23 ), cette précision est dégradée d'un facteur 2,5 dans le sens perpendiculaire à la trace du satellite, et d'un facteur supplémentaire supérieur à 3 si la direction du courant diffère de moins de 20 de la direction de vol du satellite. Dans le cas assez défavorable d'un courant à 20 de l'azimut des satellites, la précision de mesure est de 1/20 knts. L'observation d'un centième de tour est réaliste si l'on peut calculer la moyenne du signal sur des surfaces de l'ordre de l'hectare. Il y aura coexistence avec les effets interférométriques liés à la base verticale. Cependant, puisque la topographie des surfaces océaniques est simple et connue, on peut aisément éliminer la contribution "verticale", qui prend la forme d'un réseau régulier de franges à retirer. 3) MESURE DE LA TOPOGRAPHIE MONDIALE Sur les terres émergées, la base verticale permettra de calculer la topographie mondiale ou d'en améliorer une connaissance préalable. La simultanéité des observations élimine les effets atmosphériques, principale limitation actuelle de cette application. La configuration orbitale permet de créer une base stable (comprise entre 1. 5 et 1.7 fois le rayon vertical de la "roue") quelle que soit la position sur la Terre. On peut procéder à un changement de ce rayon, afin de calculer d'abord un modèle grossier de la topographie, qui ne nécessitera pas de "déroulement de phase", puis, par augmentation du rayon, de calculer un modèle fin pour lequel le modèle grossier suffira à "dérouler les phases". Par exemple, une constellation couplée au satellite ERS 1 ou au satellite ERS2 donnerait avec un rayon de 100 mètres (i.e. une base de 150 m environ), une altitude d'ambiguïté de trois cents mètres. La connaissance préalable de la topographie terrestre à trois cents mètres près permettra d'éviter le recours au déroulement de phase. La précision de la topographie obtenue à l'issue de ce premier passage serait meilleure que 30 mètres. Avec un rayon de 1000 mètres (i.e. une base de 1500 m environ), on obtiendrait une altitude d'ambiguïté de trente mètres. La topographie issue de la première étape permettrait de dérouler les franges automatiquement. La précision de la topographie résultante de ce deuxième passage serait meilleure que 3 mètres. Avec un rayon maximal (i.e. une base proche de la limite ultime de 5 km), on pourrait, quand le terrain s'y prêtera, parvenir à des résultats encore plus fins, d'autant plus que la base permettrait déjà l'amélioration de la résolution en distance. 4) INTERFEROMETRIE DIFFERENTIELLE Le dispositif de l'invention permet surtout les applications non différées ou peu différées (amélioration de la résolution en distance et en azimut, interférométrie instantanée ou le long de la trace). Il a également un intérêt pour l'interférométrie différentielle dans la mesure o il permet de relâcher les contraintes orbitales. Outre la conservation des cibles élémentaires, au sol, l'interférométrie différentielle exige la conservation des caractéristiques spectrales en azimut et en distance. En d'autres termes, les deux passages du satellite doivent présenter une intersection non nulle de leurs surfaces interférométriques. En augmentant fortement la taille de cette surface, la constellation permet de remplir plus facilement ces conditions, ou de capter toute l'archive d'un satellite radar ancien dont le contrôle orbital aurait été peu performant. L'invention n'est pas limitée à ces exemples. REVENDICATIONS 1. Dispositif d'interférométrie radar comprenant au moins un satellite émetteur (E) et au moins une constellation de satellites récepteurs (S), caractérisé en ce que les satellites récepteurs sont placés sur des orbites choisies de façon que les satellites récepteurs visent la zone éclairée au sol par le satellite émetteur et telles que: - leurs grands axes ont même longueur de sorte que les satellites récepteurs sont rigoureusement synchrones, - leurs foyers sont séparés par une distance qui est la même pour chacune des orbites des satellites récepteurs et qui est supérieure à la distance des foyers de l'orbite du satellite émetteur, en sorte que l'excentricité de l'orbite d'un satellite récepteur diffère de celle de l'orbite du satellite émetteur, - les arguments de leurs périgées ont des valeurs réparties régulièrement sur 360 en sorte que pendant une période orbitale les satellites récepteurs parcourent une ellipse (G) sur laquelle ils sont répartis régulièrement, ladite ellipse étant centrée sur la position qu'aurait le satellite émetteur si son orbite avait même longitude du noeud ascendant et même phasage que les orbites des satellites récepteurs. 2. Dispositif selon la revendication 1, dont le satellite émetteur est synchrone des satellites récepteurs. 3. Dispositif selon la revendication 1 ou 2 dont les orbites sont héliosynchrones. 4. Dispositif selon l'une des revendications précédentes et qui comprend un ou plusieurs groupes de satellites récepteurs (SI, S2, S3; S4, Ss, S6) placés sur une ou plusieurs ellipses concentriques. 5. Dispositif selon la revendication 4 et dont un ou plusieurs des dits groupes sont constitués de trois satellites récepteurs. 6. Dispositif selon l'une des revendications précédentes et qui comprend un satellite émetteur (E) qui fait partie de ladite constellation. 7. Dispositif selon l'une des revendications précédentes qui comprend un satellite émetteur (E) choisi dans le groupe des satellites d'observations radar, tels que ERS-1 et ERS-2, Radarsat et J.ERS-1. 8. Dispositif selon l'une des revendications précédentes et dont les satellites récepteurs (5) sont conçus pour enregistrer en continu le signal de la zone éclairée au sol par le satellite émetteur, des moyens étant prévus pour resynchroniser le signal ainsi enregistré sous forme de lignes successives rangées par distances croissantes.