FR 2789652 A1 20000818 FR 9901846 A 19990216 SATELLITE UTILISABLE EN ORBITE BASSE, EN PARTICULIER SATELLITE DE TELECOMMUNICATIONS La présente invention concerne les satellites destinés à être placés en orbite basse, fréquemment, non équatoriale et à porter une charge utile, qui sera en général une charge utile de télécommunications. L'invention trouve une application particulièrement importante, bien que non exclusive, dans le domaine des satellites de télécommunications appartenant à une constellation de satellites répartis en longitude de façon à être en vue directe les uns des autres. Souvent, le satellite est assemblé ou intégré dans une salle blanche à partir de composants provenant de diverses origines. En particulier il est fréquent que la charge utile de télécommunications soit fournie par un industriel différent de celui ou ceux qui fournissent les organes de propulsion, de mise et de maintien à poste et les générateurs solaires de fourniture d'énergie électrique. La présente invention vise notamment à fournir un satellite dont la constitution est telle que l'assemblage soit plus simple que par le passé, ce qui permet notamment de réduire la durée du cycle de fabrication et de séjour en salle d'intégration. Dans ce but, l'invention propose notamment un satellite comprenant une plate-forme allongée à section approximativement trapézoïdale ayant un panneau rigide occupant la petite base et portant pratiquement tous les organes de commande d'attitude et de propulsion du satellite et un autre panneau rigide occupant la grande base et portant la charge utile. Un telle constitution modulaire permet de fabriquer indépendamment deux sous-ensembles ayant chacun un panneau rigide, consacré l'un aux organes de commande d'attitude et de propulsion et l'autre à la charge utile. Cette constitution modulaire facilite beaucoup l'intégration finale, notamment sous forme d'une caisse comportant quatre longerons reliant des panneaux d'extrémité et des parois latérales, ainsi que les deux panneaux rigides occupant les bases, fixés aux longerons. Ces longerons peuvent être reliés par des cloisons réparties à intervalles réguliers ou non, constituant des couples et assurant la rigidité de la plate-forme. Le panneau rigide occupant la petite base portera généralement un générateur solaire constitué de deux ailes, par l'intermédiaire d'un bras articulé déplaçable entre un état stocké o il permet aux ailes repliées de s'appliquer contre les faces latérales de la plate-forme (notamment au cours du lancement) et un état déployé o il écarte les ailes de la plate-forme, permettant de libérer les champs de vue radioélectriques et optiques requis par les émetteurs et récepteurs requis par la charge utile et la plate-forme. Les composants portés par le panneau rigide occupant la petite base sont avantageusement répartis des deux côtés, - le bras du générateur solaire, les composants d'un système propulsif et la majeure partie au moins des capteurs de position et d'orientation du côté externe; - des actionneurs, tels que roues, gyrodynes ou magnéto- coupleurs, de commande d'attitude et les facteurs électroniques sur l'autre face. En général, le satellite sera maintenu à poste dans une orientation telle que sa direction d'élongation constitue axe de roulis, le panneau constituant la grande base étant orienté vers le sol et portant des antennes d'émission et de réception des communications avec le sol ainsi que des antennes ou des émetteurs-récepteurs optiques de liaison avec les autres satellites de la constellation à laquelle le satellite appartient. Pour dissiper la chaleur dégagée, notamment dans les circuits d'émission et les batteries, deux couples de radiateurs plans sont avantageusement montés sur les faces latérales de la plate-forme par des charnières situées à proximité des extrémités longitudinales des faces latérales. Ces charnières peuvent être orientées parallèlement aux arêtes terminales de ces faces latérales, de façon que les radiateurs plans puissent être appliqués contre les faces latérales lors des phases de lancement et de transfert éventuel d'une orbite intermédiaire vers l'orbite définitive. Un couple supplémentaire de radiateurs (non représentés) peut être stocké sur la face nadir, puis déployés de 180 pour les amener dans le prolongement du panneau nadir. Les satellites en orbite basse sont fréquemment montés en grappes sur un même lanceur, qui les amène sur une orbite intermédiaire à partir de laquelle ils sont amenés à poste sur une orbite plus haute, par exemple à environ 1400 km d'altitude, par un propulseur monté sur le satellite. Dans un mode avantageux de réalisation, les points de fixation de la plate-forme sur une plaque de montage appartenant à un lanceur sont tous situés sur une face terminale dans le sens de l'élongation. Ce mode de fixation facilite l'installation d'un nombre ajustable de satellites sous la coiffe des différents lanceurs susceptibles d'être utilisés. Les caractéristiques ci-dessus ainsi que d'autres apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode particulier de réalisation de l'invention, donné à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels: - la figure 1 est une vue en perspective d'un satellite suivant un mode particulier de réalisation, à l'état opérationnel, montrant notamment la face dirigée vers la terre en fonctionnement normal; - la figure 2 est une vue en perspective montrant la plate-forme du satellite démunie de ses panneaux latéraux; - la figure 3 est une vue de détail à grande échelle montrant notamment le bras du générateur solaire, en position repliée; - la figure 4 est une vue en perspective du panneau occupant la petite base de la plate-forme, en position retournee par rapport à la figure 2; - la figure 5 est une vue de détail à grande échelle montrant les composants portés par la face terminale dirigée vers l'avant; - la figure 6 est un schéma destiné à montrer les positions successives prises par le générateur solaire satellite à des positions successives sur une même orbite; - les figures 7A à 7D sont des schémas montrant comment des satellites suivant la figure 1 peuvent être regroupés sous la coiffe d'un lanceur; - la figure 8 est une vue éclatée destinée à montrer l'état du générateur solaire et des radiateurs en vue du lancement; - la figure 9 est un organigramme de mise en ouvre. Le satellite dont la constitution générale est montrée en figures 1, 2 et 4 comporte une plate-forme 10 portant la charge utile et un générateur solaire 12 relié à la plate-forme par un bras 14. Sur la figure 1, le satellite est représenté dans la disposition qu'il prend lorsqu'il est à poste, avec le bras déployé, alors que la figure 2 le montre avec le bras replié. La plate-forme apparaît sur les figures 1 et 2. Elle est de forme allongée dans une direction qui sera généralement celle de l'axe de roulis X, tangent à la trajectoire, et elle est à section trapézoïdale perpendiculairement à cette direction. Elle peut être regardée comme constituant une caisse ayant une structure visible sur la figure 2, et des panneaux rigides fixés à la structure. Un panneau rigide 16 occupant la petite base du trapèze porte la majeure partie des servitudes (organes de commande d'attitude et de propulsion du satellite) ainsi que le bras dépliable 14. Un panneau rigide 18 occupant la grande base du trapèze est destiné à être dirigé vers la terre (vers le nadir), donc orthogonal à l'axe de lacet Z, lorsque le satellite est à poste. Le panneau 18 porte pratiquement tous les organes constituant la charge utile. Les panneaux 20 correspondant aux côtés du trapèze (figure 1) constituent essentiellement des éléments de structure et portent sur leur face interne des éléments de la charge utile, éventuellement électroniques. Ils participent à l'évacuation de la chaleur dissipée à bord. Enfin les panneaux occupant les faces terminales ferment la caisse et peuvent porter les éléments qui ne peuvent trouver place sur le panneau 16. La rigidité de la caisse est assurée par quatre longerons 24, généralement en carbone, sur lesquels les panneaux sont fixés par des moyens non représentés. Ces longerons sont reliés de place en place par des cloisons constituant des couples 26 (figure 2). La face externe du panneau 16 porte le bras dépliable 14, l'organe principal de poussée avec son réservoir d'alimentation et la majeure partie de la propulsion. L'organe représenté sur la figure 1 est une tuyère de propulsion ionique à effet Hall 28 alimentée par un réservoir de xénon 30. Cette tuyère peut être fixée sous la face interne pour des raisons d'encombrement (figures 1 et 4). Des organes de poussée supplémentaires 32 dirigés suivant les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z permettent de fournir des poussées sous forme d' impulsions brèves de faible valeur. Ils peuvent être constitués par deux jeux de quatre micro-tuyères 32 alimentées en xénon et équipées d'une résistance de chauffage. Ces tuyères sont portées par le panneau 16, par l'intermédiaire d'un étrier support 34. La face externe du panneau 16 porte encore des antennes de télémétrie et de télécommande 36 en saillie dans les directions X et -X et des capteurs stellaires 38 (non visibles sur la figure 3). Elle porte également les antennes GPS 40 dans les directions +X et -X. La face interne du panneau 16 porte notamment les organes d'avionique et de commande d'attitude du satellite. Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 4, ces organes comprennent quatre roues de réaction 42 ayant des axes différents et un générateur de couple 44, fonctionnant par interaction avec le champ magnétique terrestre. A chaque extrémité, la face interne peut porter un amplificateur 46 associé à un capteur solaire non représenté. Le calculateur de bord 50 et des circuits 52 de gestion et de distribution de la puissance électrique peuvent également être portés par la face interne. Les zones latérales sont réservées au passage des harnais 54 de liaison électrique. Le panneau 18, qui correspond à la grande base de la section trapézoïdale, est affecté à la charge utile. Il porte, sur la face dirigée vers le nadir, l'antenne 56 d'émission vers le sol et l'antenne 58 de réception à partir du sol. L'antenne d'émission est placée entre deux jeux de transducteurs 60 de liaison avec d'autres satellites, généralement par voie optique. Plusieurs antennes de chaque type pourraient être prévues. Du fait de leur nombre, ces transducteurs disposent d'un large champ de vue autour de l'axe de lacet Z. Les panneaux de côté 20 ne portent aucun capteur ou propulseur. Comme on le verra plus loin, cela permet d'avoir une large latitude dans l'orientation du générateur solaire 12. Ils peuvent supporter des radiateurs 62 et 64 qui, à l'état déployé, sont orientés orthogonalement à la direction de roulis X ou dans une position peu différente. Le satellite représenté en figure 1 comprend deux jeux de panneaux 62 et 64, placés l'un à l'avant et l'autre à l'arrière. Deux radiateurs supplémentaires peuvent être montés de façon à être orientables orthogonalement à l'axe de lacet Z. Chaque panneau est monté sur des organes d'articulation et de déplacement 66 qui permettent de l'amener d'un état o il est à plat contre le panneau 20 correspondant (figure 8) à un état o il est déployé. En règle générale, les éléments 66 constituent une charnière définissant un axe de basculement du panneau parallèle à l'arête d'extrémité du panneau latéral 20 et à proximité de cette arête. Les éléments 66 peuvent notamment comporter un barreau d'actionnement en alliage à mémoire de forme dont le chauffage amène le radiateur en position déployée. Le générateur solaire 12 montré sur la figure 1 est maintenu éloigné de la plate-forme du satellite par le bras, lorsque ce bras 14 est déplié. Le générateur est constitué de deux ailes. Sur les figures, elles sont constituées chacune de plusieurs panneaux 70 solaires de même largeur, dont seuls quelques-uns sont représentés. Une équerre 72, dont la saillie correspond sensiblement à la largeur de chaque panneau solaire 70, relie chaque partie à l'extrémité du bras 14 par l'intermédiaire d'actionneurs. Ces actionneurs comprennent des premiers moteurs 74 permettant de faire tourner les ailes autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage Y de façon à maintenir le générateur 12 face au soleil S, comme indiqué sur la figure 6. Ces moteurs permettent de donner un mouvement panoramique au générateur solaire, à la fréquence orbitale. Deux autres moteurs 76 (moteurs de biais), placés chacun entre un moteur 74 et l'aile correspondante, peuvent être prévus pour orienter les ailes dans un domaine angulaire limité, autour d'un axe orthogonal à l'axe du mouvement panoramique, et parallèle au plan des ailes, cela pour tenir compte des variations saisonnières de l'orientation de la terre par rapport au soleil. Du fait que les organes de liaison avec le sol et entre satellites sont placés uniquement sur le panneau qui fait face au nadir, le générateur solaire ne peut entrer dans le champ de vue de ces organes, sauf si on lui donne un biais excessif: dans la pratique, on arrive aisément à tolérer un biais d'une vingtaine de degrés autour d'une position médiane. Du fait que les organes de détection et de propulsion sont placés uniquement aux extrémités du panneau placé face au zénith, il n'y a pas non plus d'interférence avec les tuyères et transducteurs, sauf pour des angles de biais élevés. Lorsque les panneaux solaires sont en position repliée, c'est-à-dire dans l'état o ils sont montrés en figure 8, et o l'équerre 72 est elle-même repliée sur l'aile en configuration stockée, les deux parties du générateur solaire 12 peuvent être amenées contre les panneaux de côté de la plate-forme. Le générateur solaire ne gêne alors en rien le fonctionnement des différents organes montés sur les panneaux 16 et 18 et sur les panneaux d'extrémité. Il est en conséquence possible de provoquer, à l'aide de la tuyère 28, éventuellement orientable, le passage du satellite d'une orbite de transfert à basse altitude à une orbite définitive. La section droite en trapèze de la plate-forme et la possibilité de replier complètement les panneaux solaires sur les faces latérales permettent de grouper aisément un nombre variable de satellites sous la coiffe d'un lanceur, ce nombre étant fonction du diamètre du lanceur. Les figures 7A à 7D montrent plusieurs configurations possibles. Dans le cas d'un lanceur destiné à porter un seul satellite dans un encombrement défini par le cercle 88, la forme presque triangulaire de l'empreinte du satellite lui permet d'occuper la majeure partie de l'espace disponible. Une configuration dos-à-dos est également possible (figure 7B) dans le cas d'un lancement de deux satellites. Dans le cas d'une plate-forme dont les deux faces latérales font un angle proche de 90 , un regroupement de quatre satellites (figure 7C) ou de cinq satellites est réalisable de façon simple. Un mode simple de fixation du satellite consiste à le munir de points d'ancrage, destinés par exemple à recevoir des boulons explosifs, placés uniquement aux angles 90 de la face arrière, directement dans Il l'alignement des longerons. La structure sous coiffe est ainsi énormément simplifiée. Le mode de contrôle d'altitude et d'attitude en fonctionnement normal, lorsque le satellite est à poste, peut s'effectuer de façon relativement classique. La figure 9 montre schématiquement le mode normal de maintien à poste 80, au cours duquel le calculateur reçoit des informations provenant des capteurs stellaires 38 et des informations collectées par les antennes GPS 40. L'attitude peut être corrigée par action sur les roues de réaction 42 et les générateurs magnétiques de couple 44. Les modifications de vitesse peuvent être apportées par mise en action de la tuyère à effet Hall 28 et des micro- tuyères 32 qui peuvent agir aussi bien dans le sens de l'accélération que de la décélération. En mode survie 82, en cas de panne grave ou apres séparation du lanceur, le fonctionnement est rendu simple et robuste. L'attitude est déterminée à partir des informations fournies par un magnétomètre et éventuellement par un capteur solaire 84 ou par des informations GPS ou provenant du sol. Les actionneurs mis en jeu sont les générateurs de couple magnétiques 44 et les roues de réaction 42 ainsi que, dans le cas o c'est nécessaire, les micro-tuyères 32. Enfin, en mode 86 de montée vers l'orbite définitive et de déplacement vers une orbite cimetière, la poussée nécessaire est produite par la tuyère 28 et l'attitude correcte est maintenue à l'aide des générateurs de couple magnétique 44 et des roues de réaction 42. REVENDICATIONS 1. Satellite comprenant une plate-forme allongée (10) à section approximativement trapézoïdale ayant un panneau rigide (16) occupant la petite base et portant les ressources et les équipements de servitude du satellite et un autre panneau rigide (18) occupant la grande base et portant une charge utile. 2. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que les dites ressources et servitudes comprennent les équipements de détermination d'attitude, de propulsion, de télécommunication, de localisation, de traitement de données et de distribution de puissance. 3. Satellite suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la plate-forme constitue une caisse comportant quatre longerons reliant des panneaux d'extrémité et des parois latérales, ainsi que les deux panneaux rigides (16,18) occupant les bases, fixés aux longerons. 4. Satellite suivant la revendication 3, dont les longerons sont reliés par des cloisons réparties à intervalles dans la direction d'élongation, constituant des couples et participant à la rigidité de la plate- forme. 5. Satellite suivant l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que le panneau rigide occupant la petite base porte un générateur solaire, par l'intermédiaire d'un bras articulé dépliable d'un état stocké o il permet au générateur replié de s'appliquer contre les faces latérales de la plate-forme à un état déployé o il écarte le générateur de la plate- forme. 6. Satellite selon la revendication 5, caractérisé en ce que le générateur solaire est constitué de deux ailes symétriques et le bras articulé déployé amène les ailes dans une position libérant les champs de vue radioélectriques et optiques requis par la charge utile et par les ressources. 7. Satellite selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que deux couples de radiateurs plans sont montés sur les faces latérales de la plate-forme par des charnières situées à proximité des extrémités longitudinales des faces latérales. 8. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que les dites ressources comprennent une tuyère de propulsion ionique à effet Hall (28) alimentée par un réservoir de xénon (30) et orientée suivant la direction d'élongation. 9. Satellite selon la revendication 8, caractérisé par deux jeux de micro-tuyères de poussée supplémentaires (32) dirigés suivant les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z, alimentées par le dit réservoir. 10. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que le panneau occupant la grande base porte des antennes (56,58) d'émission vers le sol et de réception à partir du sol, ainsi que deux jeux de transducteurs (60) de liaison par voie optique, les deux jeux étant dirigés en sens contraire suivant la direction d'élongation.