FR 2786893 A1 20000609 FR 9911134 A 19990906 PROCEDE ET DISPOSITIF PRATIQUES DE MAINTIEN EN STATION DE SATELLITE La présente invention se rapporte d'une façon générale aux systèmes et procédés de maintien en station de satellites et, plus particulièrement, à de tels systèmes et procédés qui utilisent un système de propulsion électrique pour corriger simultanément l'inclinaison orbitale et l'accroissement d'excentricité et utilisent un système de propulsion chimique pour corriger l'accroissement de l'orbite suivant le demi- grand axe. Il est généralement bien connu dans la technique que des forces diverses agissent sur des satellites synchrones au point de déplacer le satellite hors d'une orbite stationnaire. Ces forces sont dues à plusieurs sources comprenant les effets gravitationnels du soleil et de la lune, la forme non sphérique de la terre et la pression du rayonnement solaire. Afin de contrer ces forces, les satellites synchrones sont équipés de systèmes de propulsion qui sont allumés par intervalles de manière à maintenir une station à une longitude désirée. Ceci nécessite la commande de l'inclinaison orbitale, de l'excentricité et du demi-grand axe du satellite. L'inclinaison est une mesure de la position nord-sud du satellite relativement à l'équateur de la Terre. L'excentricité et la mesure de la non- circularité de l'orbite du satellite. C'est-à-dire la mesure de la variation de la distance à laquelle le satellite se trouve de la terre pendant que la terre et le satellite tournent. Enfin, le demi-grand axe est une mesure de la position moyenne du satellite relativement au centre de la terre. Les satellites actuels stabilisés suivant trois axes utilisent des ensembles séparés de propulseurs afin de commander les mouvements nordsud et est-ouest. Les propulseurs nord invariables produisent la modification nord-sud nécessaire de la vitesse du satellite, ou delta V, afin de commander l'inclinaison de l'orbite. Les propulseurs est et les propulseurs ouest produisent le delta V est-ouest combiné nécessaire afin de commander le demi-grand axe et l'excentricité de l'orbite. Pour chacune de ces trois manoeuvres, les propulseurs sont allumés par paires afin d'annuler les couples, car les directions de poussée ne passent pas par le centre de masse du satellite. En outre, il y a trois manoeuvres séparées exécutées à des instants différents, comme imposé par les éléments physiques des diverses forces. La fréquence de ces manoeuvres est, habituellement, tous les 14 jours à la fois pour la manoeuvre nord-sud et la paire de manoeuvres est-ouest (les allumages est et ouest se produisent approximativement à 1/2 orbite l'un de l'autre soit environ 12 heures) lorsque l'on utilise des propulseurs d'une poussée de 4 kg (environ 5 livres) avec une propulsion par liquide. Le brevet des Etats-Unis n0 5 443 231, intitulé "Method And Apparatus For A Satellite Station Keeping" décrit l'utilisation nominale de quatre propulseurs de propulsion électrique afin de corriger simultanément l'inclinaison, l'excentricité, et l'accroissement suivant le demi-grand axe d'un satellite, orbitant en orbite synchrone autour d'un corps central tel que la terre. Ceci est illustré sur la figure 1 du brevet cité. Ceci nécessite que les propulseurs soient inclinés suivant la direction est-ouest d'un angle a d'au moins 10 degrés. Ceci est illustré sur la figure 2 du brevet cité. On a déterminé que l'utilisation du procédé et du dispositif décrits dans le brevet des Etats-Unis N 5 443 231 pouvait conduire à une pénalisation de masse et de puissance significative en cas de panne de propulseur I lIl[i (pouvant s'élever jusqu'à 52 % pour une masse de satellite de 3 000 kilogrammes, une valeur de propulsion électrique Isp de 1 620 s, et une superficie de panneaux solaires de 150 mètres carrés). Cette panne exige des manoeuvres supplémentaires, comme illustrées sur la figure 3 du brevet cité. En conséquence, il serait avantageux de disposer de systèmes et de procédés de maintien en station de satellites qui apportent une amélioration aux enseignements du brevet des Etats-Unis N 5 443 231 et maximisent la masse de la charge utile et la durée de vie en mission des satellites dans lesquels ils sont utilisés. La présente invention prévoit des procédés et dispositifs pratiques de maintien en station d'un satellite dans lesquels le système de propulsion électrique du satellite n'est utilisé que pour corriger simultanément l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite et le système de propulsion chimique du satellite est utilisé pour corriger l'accroissement suivant le demi-grand axe de l'orbite. Ce système minimise l'utilisation totale d'agent propulseur dans le cas d'une panne de propulseur à propulsion électrique et, de ce fait, maximise la masse de la charge utile et la durée de vie en mission. Le système de propulsion électrique du satellite est utilisé au niveau de deux emplacements orbitaux déterminés par l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite. Le système de propulsion chimique du satellite est utilisé indépendamment du système de propulsion électrique. La stratégie d'allumage des propulseurs chimiques est déterminée par la longitude du poste du satellite, l'angle d'inclinaison des propulseurs, et l'écart en longitude autorisé par rapport à la station. Dans la présente invention, seuls deux propulseurs de propulsion électrique sont utilisés de façon nominale par comparaison à quatre dans le système du brevet des Etats-Unis N 5 443 231. Dans la présente invention, des propulseurs redondants ne sont utilisés que si les propulseurs nominaux sont en panne. Dans la présente invention, une propulsion électrique n'est utilisée que pour corriger l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite, et le système de propulsion chimique du satellite est utilisé pour corriger l'accroissement suivant le demi-grand axe de l'orbite. Dans la présente invention, les propulseurs de propulsion électrique sont inclinés de façon que la composante de poussée est-ouest nominale soit pratiquement nulle. Dans la présente invention, les propulseurs de propulsion électrique sont allumés à des emplacements orbitaux distants de la ligne des noeuds afin de minimiser l'utilisation totale d'agent propulseur, de façon à corriger l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite. Conformément à un premier aspect, la présente invention procure un procédé destiné à assurer le maintien en station de satellite d'un satellite lancé en orbite synchrone autour d'un corps central, comprenant les étapes consistant à: lancer un satellite comportant des propulseurs de propulsion chimique et électrique sur une orbite synchrone autour du corps central, allumer les propulseurs de propulsion électrique afin de corriger une dérive nord-sud due à un accroissement de l'inclinaison de l'orbite et une dérive est-ouest due à un accroissement de l'excentricité de l'orbite, et allumer les propulseurs de propulsion chimique afin de corriger une dérive est-ouest due à un accroissement demi-grand axe de l'orbite. De façon préférée, les propulseurs de propulsion électrique sont articulés afin de pointer le vecteur de poussée vers le centre de masse du satellite. De façon préférée, les propulseurs de propulsion chimique sont articulés de façon à pointer le vecteur de poussée vers le centre de masse du satellite. Dans un mode de réalisation préféré, le satellite comprend deux propulseurs électriques et un panneau solaire, et les propulseurs électriques sont inclinés à l'écart du panneau solaire suivant un angle 0 prédéterminé par rapport à un axe nord-sud et un angle proche de 90 degrés par rapport à un axe est-ouest du satellite. De façon avantageuse, la durée de chacun des deux allumages de propulseurs est fondée sur la variation de vitesse du satellite suivant les vecteurs de poussée nord (N) et sud (S) donnée par: AVN=0,5 AVNI/Cos 0 { (1 - K Cos LS)^2+ (K Sin LS)^2)} AO, 5, et AVN= 0,5 AVNI/Cos 0 { (1 +K Cos LS)A2+ (K Sin LS)^2)}^0,5, dans lesquelles AVN est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le nord, AVS est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le sud, K=AVRE/AVNI/tanO, AVNI est le AV normal total pour commander l'inclinaison de l'orbite, AVRE est le AV radial total suivant la direction du soleil afin de commander l'excentricité, et LS est la différence entre l'ascension droite du soleil et l'ascension droite du noeud ascendant du satellite. Dans un mode de réalisation préféré, le vecteur AVN est appliqué suivant un angle A1 par rapport au noeud ascendant du satellite, et le vecteur AVS est appliqué suivant un angle A2 par rapport au noeud descendant du satellite, et ils sont définis par Al=-arctan {K Sin LS / 1- K Cos LS)}, et A2=-arctan {K Sin LS / 1 + K Cos LS)}. Dans un mode de réalisation préféré, le procédé comprend en outre l'étape consistant à pointer de façon sélective les propulseurs de propulsion électrique en utilisant des articulations afin de prendre en compte une suppression de quantité de mouvement et/ou utiliser des propulseurs de propulsion chimique supplémentaires afin de maintenir l'attitude du satellite lors de l'allumage des propulseurs de propulsion électrique. De façon préférée, le maintien en station est exécuté quotidiennement de façon nominale, et le procédé comprend en outre l'étape consistant à exécuter un maintien en station incomplet sur un ou plusieurs jours de façon que le maintien en station total exécuté sur une période de N jours satisfasse le maintien en station nécessaire pour cette période de N jours de façon à éviter des contraintes d'emplacements de combustion. De préférence, N est égal à 2. De façon préférée, les propulseurs électriques sont alignés de façon à minimiser la masse totale d'agent propulseur lorsque le satellite présente une erreur de roulis, de lacet, et/ou de tangage. De façon préférée, les propulseurs électriques sont alignés de façon à minimiser la masse totale d'agent propulseur lorsque le satellite présente une plage de longitude de mise en station connue. Conformément à un second aspect, la présente invention réalise un dispositif de maintien en station de satellite destiné à être utilisé avec un satellite lancé en orbite synchrone autour d'un corps central, comprenant: un équipement au sol qui comprend un équipement de télémétrie et un ordinateur qui contient un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir de déterminations d'orbite et de données de télémétrie de satellite reçues au moyen de l'équipement de télémétrie, un équipement disposé sur le satellite qui comprend: un équipement de télémétrie, un ordinateur relié à l'équipement de télémétrie contenant un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir d'ordres téléchargés de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs ainsi que de données de télémétrie de satellite engendrées à bord du satellite, une pluralité de propulseurs chimiques, une pluralité de propulseurs électriques, une pluralité d'actionneurs reliés à la pluralité de propulseurs électriques et chimiques, et un contrôleur relié entre l'ordinateur et la pluralité des actionneurs destiné à répondre aux ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs engendrés par l'ordinateur et à commander respectivement l'allumage des propulseurs chimiques et électriques, et une liaison de détermination d'orbite reliée entre l'équipement au sol et le satellite. Les caractéristiques et avantages divers de la présente invention peuvent être plus facilement compris en faisant référence à la description détaillée suivante prise conjointement aux dessins annexés, dans lesquels des références numériques identiques désignent des éléments structurels identiques, et dans lesquels: La figure 1 illustre un dispositif de maintien en station de satellite conforme aux principes de la présente invention. La figure 2 illustre un satellite stabilisé sur trois axes en orbite stationnaire autour de la terre à deux positions différentes, afin d'illustrer un procédé amélioré de maintien en station de satellite conforme aux principes de la présente invention. La figure 3 illustre une vue tridimensionnelle simplifiée d'un satellite à trois axes utilisant un dispositif de maintien en station de satellite à deux propulseurs de la présente invention. La figure 4 illustre des arcs d'allumage utilisant chacun des propulseurs nord et sud afin d'obtenir le maintien en station de satellite nominal de même que dans le cas d'une panne de l'un des propulseurs dans le dispositif à deux propulseurs de la présente invention, et La figure 5 est un organigramme illustrant un procédé 40 de maintien en station de satellite d'exemple, conforme aux principes de la présente invention. La figure 1 illustre un dispositif de maintien en station de satellite 10 conforme aux principes de la présente invention, destiné à être utilisé pour commander le mouvement d'un satellite stabilisé sur trois axes 20 en orbite synchrone 18 (figure 2) autour d'un corps central 11 tel que la terre 11 (figure 2). Le satellite 20 comprend un ou plusieurs panneaux solaires 16 qui sont commandés de façon à être face au soleil. Le dispositif de maintien en station de satellite 10 comprend un équipement au sol 12 et un équipement à bord du satellite 21 disposé sur le satellite 20, qui communiquent au moyen d'une liaison de détermination d'orbite 13 ou liaison de communications 13 entre ceux-ci. L'équipement au sol 12 comprend un ordinateur 14 ou processeur 14 contenant un logiciel qui est utilisé pour engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus d'après des déterminations d'orbite et des données de télémétrie de satellite reçues par l'intermédiaire d'un équipement de télémétrie 15. L'équipement de télémétrie et d'émission d'ordres 15 est également utilisé pour télécharger les ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs vers le satellite 20. Le satellite 20 comprend un ordinateur 22 ou processeur 22 contenant un logiciel qui est utilisé pour engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir d'ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs téléchargés reçus par l'équipement de télémétrie et de réception d'ordres 23, ou bien générés par un équipement de détermination d'orbite 28 à bord du satellite 20, et de données de télémétrie de satellite élaborées à bord du satellite 20. Le satellite 20 comprend également un contrôleur 24 qui est relié entre l'ordinateur 22 et une pluralité d'actionneurs 25. Les actionneurs 25 commandent respectivement l'allumage de propulseurs chimiques et électriques 26, 27 reliés à ceux-ci en réponse aux ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs engendrés à bord du satellite 20. Les propulseurs électriques 27 sont inclinés à l'écart du panneau solaire 16 suivant un angle 0 prédéterminé par rapport à un axe nord-sud du satellite 20 et un angle proche de 90 par rapport à un axe est-ouest du satellite 20. La durée de chacun des deux allumages de propulseurs est fondée sur la variation de la vitesse du satellite 20 suivant les vecteurs de poussée nord (N) et sud (S) donnés par les équations: AVN=0,5 AVNI/Cos O {(1-K Cos LS)A2+ (K Sin LS)2)}AO,5, et AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1+K Cos LS)^2+ (K Sin LS)A2)}A0,5, dans lesquelles AVN est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le nord 27 S1N OU S2N, AVS est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le sud 27 Sls ou S2s, K=AVRE/AVNI/tanO, AVNI est le AV normal total requis pour commander l'inclinaison de l'orbite, AVRE est le AV radial total requis suivant la direction du soleil pour commander l'excentricité, et LS est la différence entre l'ascension droite du soleil et l'ascension droite du noeud ascendant du satellite 20. AVN est appliqué suivant un angle A1 par rapport au noeud ascendant du satellite 20 (figure 2), et AVS est appliqué suivant un angle A2 par rapport au noeud descendant du satellite 20 (figure 2), et ils sont donnés par les équations: Al =-arctan fK Sin LS / 1-K Cos LS)}, et A2=-arctan {K Sin LS / 1+ K Cos LS)}. La présente invention sera décrite plus en détail en faisant référence aux figures 2 à 4. La figure 2 illustre le satellite stabilisé sur trois axes 20 en orbite stationnaire autour de la terre 11 en deux positions différentes afin d'illustrer le dispositif 10 et le procédé 40 de maintien en station de satellite améliorés conformes aux principes de la présente invention. La figure 3 illustre une vue tridimensionnelle simplifiée d'un satellite à trois axes 20 utilisant un dispositif de maintien en station de satellite à deux propulseurs de la présente invention. La figure 4 illustre des arcs d'allumage utilisant une paire de propulseurs nord et sud 27 afin d'obtenir un maintien en station du satellite. Dans le cas d'une panne de l'un des propulseurs 27, l'autre paire redondante de propulseurs 27 est utilisée sans modification du principe du maintien en station au niveau des deux emplacements orbitaux (c'està-dire, qu'aucune manoeuvre supplémentaire n'est nécessaire). Le satellite stabilisé sur trois axes 20 de la figure 2 est représenté en orbite stationnaire autour de la terre. Un système de coordonnées locales pour le satellite 20 est défini par la verticale locale 31, par Z2 un axe est-ouest 32 et un axe nord-sud 33. L'origine des coordonnées est le centre de masse (C.M.) du satellite 20. La verticale locale 31 est la droite passant par la terre 11 et le satellite 20 qui représente les directions du nadir et opposée au nadir. La direction du nadir est la direction vers la terre 11, et la direction opposée au nadir est la direction en éloignement de la terre 11. La figure 2 représente le satellite 20 en une première position A et une seconde position B afin d'illustrer l'emplacement auquel des allumages de propulseurs ont lieu. Les hachures sur la figure 2 sont destinées à indiquer l'arc d'allumage des propulseurs 27. En se référant à présent à la figure 3, quatre propulseurs électriques 27 (S1N S2N, Sis, S2S) sont montés sur une face opposée au nadir du satellite 20. Les quatre propulseurs 27 sont inclinés par rapport à l'axe du panneau solaire suivant un angle 0 (01 et 02 sur la figure 3) de sorte que les axes de poussée passent par le centre de masse (C.M.) du satellite, et dans le même temps minimisent la rencontre du panache avec le panneau solaire. Les deux propulseurs électriques 27 (S/N, N/S) permettent une commande complète des deux vecteurs d'orbite, à savoir, l'inclinaison et l'excentricité. Chaque propulseur électrique 27 produit principalement deux composantes de AV, c'est-à-dire, normale et radiale (en direction de la terre 11), car leurs axes de poussée sont orientées en passant par le centre de masse du satellite 20. On sait bien que l'instant optimum pour appliquer des corrections nord-sud de façon à maintenir l'inclinaison nécessaire se trouve au niveau des noeuds ascendant et/ou descendant pour une ascension droite (R.A.) proche de 90 pour une accélération négative (correction sud) et proche de 270 pour une accélération positive (correction nord). Ceci est dû au fait que la plupart des modifications d'inclinaison sont produites par des forces qui font tourner l'orbite autour de la ligne des noeuds. Il est également bien connu que l'instant optimal pour appliquer une accélération radiale de façon à maintenir l'excentricité requise est l'instant auquel l'accélération radiale pointe vers le soleil. Ceci est dû au fait que la plupart des modifications d'excentricité sont produites par les forces du rayonnement solaire sur le panneau du satellite. Dans le cas présent, la présente invention tire avantage de l'angle d'inclinaison important 0 des propulseurs électriques 27 utilisé pour éviter la rencontre du panache avec le panneau solaire. Il résulte de cet angle d'inclinaison, que les propulseurs 27 produisent une accélération dans la direction nord-sud de même que dans la direction radiale, et peuvent de ce fait être utilisées de façon à corriger de façon optimale à la fois l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite. Ceci est obtenu en sélectionnant l'instant en orbite pour appliquer les accélérations appropriées. L'un des propulseurs électriques nord 27 procure une accélération normale négative et est allumé à une ascension droite R.A. e 900 - A1, tandis que l'un des propulseurs électriques sud 27 procure une accélération normale positive et est allumé à une ascension droite R.A. = 270 +A2. Les deux propulseurs 27 procurent une accélération radiale négative. La durée de la poussée est fondée sur le delta VN et le delta VS définis ci-dessus. Ainsi, deux propulseurs de propulsion électrique 27 (figure 3) présentant un angle d'inclinaison est-ouest nominal nul sont utilisés afin de corriger simultanément l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite qui nécessitent la majorité de la correction de variation de vitesse (Delta V) (environ mètres/seconde/an). L'accroissement suivant le demi- grand axe de l'orbite qui nécessite une correction delta V maximum de seulement 1,9 mètres/seconde/an est exécutée indépendamment en utilisant les propulseurs chimiques 26 (par exemple, BlE, B2E, Biw, B2W sur la figure 3). La présente invention procure un procédé 40 et un dispositif 10 pratiques qui éliminent la pénalisation de puissance et réduisent de façon significative la pénalisation de masse en comparaison du système classique décrit dans la partie d'arrière-plan (par exemple, depuis 52 % jusqu'à environ 15 % pour des propulseurs de propulsion électriques 27 présentant une valeur de propulsion Isp=1 620 secondes, des propulseurs de propulsion chimique 26 présentant une valeur de propulsion Isp=210 secondes, une masse à sec du satellite=3 000 kg, et une superficie de panneau solaire =150 mètres carrés). La gestion des quantités de mouvement est obtenue en montant les propulseurs 27 à la cardan afin de pointer en éloignement du centre de masse de l'engin spatial comme décrit dans le brevet 45 349 352, qui est cédé au cessionnaire de cette invention. Lorsque les angles A1 et A2 sont suffisamment grands, les deux manoeuvres de maintien en station nord-sud peuvent, ensemble, prendre en compte les quantités de mouvement autour de la totalité des trois axes. Cependant, dans d'autres cas (tels que A1=A2 = 0), les vecteurs de poussée associés aux deux manoeuvres sont trop proches d'une direction parallèle pour produire une autorité de commande des quantités de mouvement suffisantes autour de la totalité des trois axes (On doit noter que lorsque l'on utilise des propulseurs 27 de faible poussée, des temps de combustion plus longs résultent en un vecteur de poussée il Il[ 1 qui varie depuis le début de la combustion jusqu'à la fin de la combustion, en améliorant l'autorité de commande des quantités de mouvement sur les trois axes). Une première solution à ce problème de commande des quantités de mouvement implique de diviser chaque combustion en deux sous-combustions, une de chaque côté de l'emplacement de poussée nominale. Bien que cela résout le problème de gestion des quantités de mouvement, cela introduit des allumages supplémentaires qui augmentent la complexité de mise en oeuvre du satellite et augmentent le nombre des cycles de propulseurs ce qui peut diminuer la durée de vie en fonctionnement des propulseurs 27. Une meilleure solution consiste à exécuter un cycle de maintien en station sur deux jours qui déplace les allumages vers un premier côté des emplacements d'allumage nominaux pour le premier jour et déplacent ensuite les allumages vers l'autre côté des emplacements d'allumage nominaux pour le second jour. Les allumages sont agencés de façon que les deux jours de maintien en station se combinent de façon à produire le maintien en station nécessaire pour cette période de deux jours. De façon similaire, cette même stratégie peut être mise en oeuvre pour des périodes de plus de deux jours. On notera également que cette stratégie peut également être utilisée pour déplacer les emplacements d'allumage en raison des contraintes d'éclipses ou de rencontres. La présente invention est également applicable à des missions dans lesquelles l'attitude du satellite présente une erreur en roulis, lacet et/ou tangage. L'erreur de roulis et de lacet ont peu d'effet sur le delta V total. L'erreur en tangage présente également peu d'effet sur le delta V si elle est fixée et connue avant que le satellite 20 soit lancé. Dans ce cas, les propulseurs électriques sont alignés en usine afin d'éliminer pratiquement leur contribution au delta V est-ouest orbital. Par contre, l'erreur de tangage peut provoquer une pénalisation importante si elle varie en orbite. Dans ce cas, les propulseurs électriques 27 sont alignés en usine afin de minimiser leur contribution au delta V est/ouest orbital et les propulseurs chimiques 26 sont utilisés pour corriger le delta V est/ouest provoqué par les allumages de propulseurs électriques. Comme les propulseurs chimiques 26 sont utilisés pour corriger cet effet, la pénalisation de puissance est insignifiante, mais la pénalisation en agents propulseurs de 15 % mentionnée ci-dessus est augmentée d'environ 4 % par degré d'erreur de tangage. Cette pénalisation est toujours significativement plus basse que la pénalisation de 52 % dans le système classique décrit dans la partie d'arrière-plan. La présente invention est également applicable à des missions dans lesquelles la longitude de mise en station du satellite est connue avant le lancement. Dans ce cas, les propulseurs électriques 27 sont alignés en usine afin de communiquer une partie du delta V est/ouest orbital nécessaire de façon que la somme des masses d'agents propulseurs électriques et chimiques soit minimisée. Dans un but d'exhaustivité, la figure 5 est un organigramme illustrant un procédé d'exemple de maintien en station de satellite 40 conforme aux principes de la présente invention. Le procédé d'exemple de maintien en station de satellite 40 comprend les étapes suivantes. Un satellite 20 comportant des propulseurs de propulsion chimique et électrique 26, 27 est lancé 41 sur une orbite synchrone 18 autour d'un corps central 11. Les propulseurs de propulsion électrique 27 sont allumés en 42 au niveau de deux emplacements orbitaux déterminés par l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite du satellite 20 afin de corriger la dérive nord- sud et la dérive est-ouest due à l'accroissement d'excentricité de l'orbite. Les propulseurs de propulsion chimique 26 sont allumés en 43 afin de corriger la dérive est-ouest due à l'accroissement suivant le demi-grand axe de l'orbite, et de corriger ainsi l'accroissement suivant le demi-grand axe de l'orbite du satellite 20. Les propulseurs de propulsion électrique 27 peuvent être pointés de façon sélective en 44 en utilisant des articulations afin de prendre en compte la suppression desquantités de mouvement et/ou des propulseurs de propulsion chimique supplémentaires 26 peuvent être utilisés afin de maintenir l'attitude du satellite 20 lors de l'allumage des propulseurs de propulsion électrique 27. Ainsi, on a décrit des dispositifs et procédés de maintien en station de satellites améliorés dans lesquels un système de propulsion électrique est utilisé afin de corriger simultanément l'inclinaison et l'accroissement d'excentricité de l'orbite et un système de propulsion chimique est utilisé afin de corriger l'accroissement suivant le demi- grand axe de l'orbite. On doit comprendre que les modes de réalisation décrits sont purement illustratifs de certains des nombreux modes de réalisation particuliers qui représentent des applications des principes de la présente invention. A l'évidence, de nombreux autres agencements peuvent être facilement conçus par l'homme de l'art sans s'écarter de la portée de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé consistant à assurer un maintien en station de satellite d'un satellite (20) lancé en orbite (18) synchrone autour d'un corps central (11), comprenant les étapes consistant à: lancer un satellite (20) comportant des propulseurs de propulsion chimique (26) et électrique (27) en orbite synchrone (18) autour du corps central (11), allumer les propulseurs de propulsion électrique (27) afin de corriger une dérive nord-sud due à un accroissement d'inclinaison de l'orbite et une dérive est-ouest due à un accroissement de l'excentricité de l'orbite, et allumer les propulseurs de propulsion chimique (26) afin de corriger une dérive est-ouest due à un accroissement du demi-grand axe de l'orbite. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les propulseurs de propulsion électrique (27) sont articulés afin de pointer le vecteur de poussée vers le centre de masse du satellite. 3. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les propulseurs de propulsion chimique (26) sont articulés afin de pointer le vecteur de poussée vers le centre de masse du satellite. 4. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le satellite comprend deux propulseurs électriques (27) et un panneau solaire (16), et dans lequel les propulseurs électriques sont inclinés à l'écart du panneau solaire d'un angle prédéterminé 0 par rapport à un axe nord-sud et d'un angle proche de 90 par rapport à un axe est- ouest du satellite. 5. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la durée de chacun des deux allumages de propulseurs est fondée sur la variation de vitesse du satellite suivant les vecteurs de poussée nord (N) et sud (S) donnée par: AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1- K Cos LS)^2+ (K Sin LS) A2)}AO,5, et AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1 + K Cos LS)A2+ (K Sin LS) A2)}A 0 5, o AVN est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le nord, AVS est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le sud, K=AVRE/AVNI/tanO, AVNI est le AV normal total afin de commander l'inclinaison de l'orbite, AVRE est le AV radial total suivant la direction du soleil afin de commander l'excentricité, et LS est la différence entre l'ascension droite du soleil et l'ascension droite du noeud ascendant du satellite (20). 6. Procédé selon la revendication 4, dans lequel AVN est appliqué suivant un angle A1 par rapport au noeud ascendant du satellite, et AVS est appliqué suivant un angle A2 par rapport au noeud descendant du satellite, et ils sont définis par A1 =-arctan {K Sin LS / 1-K Cos LS)}, et A2=-arctan {K Sin LS / 1+K Cos LS)}. 7. Procédé selon la revendication 1, comprenant en outre l'étape consistant à: pointer de façon sélective les propulseurs de propulsion électrique (27) en utilisant des articulations afin de prendre en compte une suppression de quantité de mouvement et/ou utiliser des propulseurs de propulsion chimique supplémentaires (26) afin de maintenir l'attitude du satellite lors de l'allumage des propulseurs de propulsion électrique (27). 8. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le maintien en station est réalisé quotidiennement de façon nominale, le procédé comprenant en outre l'étape consistant à exécuter un maintien en station incomplet sur un ou plusieurs jours de façon à ce que le maintien en station total exécuté sur une période de N jours satisfasse le maintien en station nécessaire pour cette période de N jours de façon à éviter des contraintes d'emplacement de combustion. 9. Procédé selon la revendication 8, dans lequel N=2. 10. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les propulseurs électriques (27) sont alignés de façon à minimiser la masse totale d'agent propulseur lorsque le satellite présente une erreur de roulis, de lacet, et/ou de tangage. 11. Procédé selon la revendication 1, dans lequel les propulseurs électriques (27) sont alignés de façon à minimiser la masse totale d'agent propulseur lorsque le satellite présente une plage de longitude de mise en station connue. 12. Dispositif de maintien en station de satellite (10) destiné à être utilisé avec un satellite (20) lancé en orbite synchrone (18) autour d'un corps central (11), comprenant: un équipement au sol (12) qui comprend un équipement de télémétrie (15) et un ordinateur (14) qui contient un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir de déterminations d'orbite et de données de télémétrie de satellite reçues au moyen de l'équipement de télémétrie, un équipement (21) disposé sur le satellite qui comprend: un équipement de télémétrie (23), un ordinateur (22) relié à l'équipement de télémétrie, contenant un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir d'ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs téléchargés et de données de télémétrie de satellite engendrées à bord du satellite, une pluralité de propulseurs chimiques (26), une pluralité de propulseurs électriques (27), une pluralité d'actionneurs (25) reliés à la pluralité de propulseurs chimiques et électriques, et un contrôleur (24) relié entre l'ordinateur et la pluralité des actionneurs afin de répondre aux ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs engendrés par l'ordinateur et de commander de façon respective l'allumage des propulseurs chimiques et électriques, et une liaison de détermination d'orbite (13) reliée entre l'équipement au sol (12) et le satellite (20). 13. Dispositif selon la revendication 12, dans lequel les propulseurs électriques (27) sont inclinés à l'écart du panneau solaire (16) d'un angle 0 prédéterminé par rapport à un axe nord-sud du satellite et d'un angle proche de 90 par rapport à un axe est- ouest du satellite. 14. Dispositif selon la revendication 12, dans lequel les propulseurs de propulsion électrique sont allumés afin de corriger une dérive nord-sud et une dérive est-ouest dues à un accroissement de l'excentricité de l'orbite, et les propulseurs de propulsion chimique sont allumés afin de corriger une dérive est-ouest due à un accroissement suivant le demi- grand axe de l'orbite. 15. Dispositif selon la revendication 12, dans lequel l'ordinateur (22) calcule une durée pour deux allumages de propulseurs fondée sur la variation de vitesse du satellite suivant les vecteurs de poussée nord (N) et sud (S) donnés par: AVN= 0,5 AVNI/Cos 0 {(1-K Cos LS) 2 + (K Sin LS)^2)}I0,5, et AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1+K Cos LS)A2 + (K Sin LS)A2)}o0,5, o AVN est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le nord, AVS est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le sud, K=AVRE/AVNI/tanO, AVNI est le AV normal total afin de commander l'inclinaison de l'orbite, AVRE est le AV radial total suivant la direction du soleil afin de commander l'excentricité, et LS est la différence entre l'ascension droite du soleil et l'ascension droite du noeud ascendant du satellite (20). 16. Dispositif selon la revendication 15, dans lequel AVN est appliqué à un angle A1 par rapport au noeud ascendant du satellite, et AVS est appliqué à un angle A2 par rapport au noeud descendant du satellite, et ils sont définis par A1=-arctan {K Sin LS / 1-K Cos LS)}, et A2=-arctan {K Sin LS / 1 +K Cos LS)}. 17. Dispositif selon la revendication 15, dans lequel, lorsqu'un maintien en station est exécuté quotidiennement de façon nominale, le contrôleur (24) est amené à exécuter un maintien en station incomplet sur un ou plusieurs jours de façon que le maintien en station total exécuté sur une période de N jours satisfasse le maintien en station exigé pour cette période de N jours afin d'éviter des contraintes d'emplacement de combustion. 18. Dispositif selon la revendication 17, dans lequel N est égal à 2. 19. Dispositif de maintien en station de satellite (10) destiné à être utilisé avec un satellite (20) lancé sur une orbite synchrone (18) autour d'un corps central (11), comprenant: un équipement (21) disposé sur le satellite qui contient un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir de déterminations d'orbite, et un équipement (21) disposé sur le satellite qui comprend: un équipement de télémétrie (23), un ordinateur (22) relié à l'équipement de télémétrie, contenant un logiciel destiné à engendrer des ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs obtenus à partir d'ordres téléchargés de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs ainsi que des données de télémétrie de satellite engendrées à bord du satellite, une pluralité de propulseurs chimiques (26), une pluralité de propulseurs électriques (27), une pluralité d'actionneurs (25) reliés à la pluralité de propulseurs chimiques et électriques (26, 27), et un contrôleur (24) relié entre l'ordinateur et la pluralité d'actionneurs, destiné à répondre aux ordres de cadencement et de durée d'allumage de propulseurs engendrés par l'ordinateur et à commander de façon respective l'allumage des propulseurs chimiques et électriques. 20. Dispositif selon la revendication 19, dans lequel les propulseurs électriques (27) sont inclinés à l'écart du panneau solaire d'un angle prédéterminé 0 par rapport à un axe nord-sud du satellite et d'un angle proche de 90 par rapport à un axe est-ouest du satellite. 21. Dispositif selon la revendication 19, dans lequel les propulseurs de propulsion électrique (27) sont allumés afin de corriger une dérive nord-sud et une dérive est-ouest dues à un accroissement de l'excentricité de l'orbite, et les propulseurs de propulsion chimique (26) sont allumés afin de corriger une dérive est-ouest due à un accroissement suivant le demi-grand axe de l'orbite. 22. Dispositif selon la revendication 19, dans lequel l'ordinateur (22) calcule une durée pour deux allumages de propulseurs fondée sur la variation de vitesse du satellite suivant les vecteurs de poussée nord (N) et sud (S) donnés par: AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1- K Cos LS)A2+ (K Sin LS)A2)}AO,5, et AVN=0,5 AVNI/Cos 0 {(1+K Cos LS)A2 + (K Sin LS) ^2)}^0,5, o AVN est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le nord, AVS est la variation de vitesse du satellite (delta V) communiquée par le propulseur électrique orienté vers le sud, K=AVRE/AVNI/tan0, AVNI est le AV normal total afin de commander l'inclinaison de l'orbite, AVRE est le AV radial total suivant la direction du soleil afin de commander l'excentricité, et LS est la différence entre l'ascension droite du soleil et l'ascension droite du noeud ascendant du satellite.