FR 2859456 A1 20050311 FR 0409146 A 20040827 La présente invention s'applique au domaine de systèmes de lancement pour de petites charges utiles spatiales, et en particulier au déploiement d'une petite charge utile à partir de l'extérieur d'un véhicule de lancement spatial. Des organismes commerciaux, des organismes scientifiques et des organismes dans le domaine de l'éducation développent actuellement ou ont développé de très petits satellites, et de très petits instruments pour véhicules spatiaux et de très petits instruments utilisables dans l'espace. Ces nouveaux petits dispositifs possèdent une gamme étendue d'applications et d'utilisations. Un objectif de tels programmes de développement de petits satellites est de réduire le coût et la durée du cycle de développement par rapport à un véhicule spatial classique placé sur orbite terrestre, et interplanétaire. Les coûts sont réduits principalement par simplification et miniaturisation. Le nombre de fonctions ainsi que la durée de la mission peuvent être réduits à des coûts plus faibles. De petits véhicules spatiaux ont été classés en différents types. Les classifications actuelles ne sont pas précises ni ne réalisent aucun contrôle, mais indiquent la variété de très petits véhicules spatiaux. On développe actuellement de nouveaux véhicules spatiaux qui peuvent ou non être classés dans une quelconque catégorie existante. Les petits satellites sont de façon typique considérés comme étant de petits véhicules spatiaux ou de petits satellites dits smallsats qui pèsent moins d'environ 200 kg. Les satellites dits nanosats, "nano-véhicules spatiaux" ou "nano-satellites" sont considérés de façon typique comme étant une catégorie particulièrement petite de petits satellites smallsats, qui pourraient peser entre 1 kg et 10 kg. D'autres' satellites smallsats peuvent être encore plus petits. Le projet CubeSat Project est un effort de collaboration entre l'université California Polytechnic State University San Luis Obispo, et le laboratoire Space Systems Development Laboratory de Standford University. Ce projet fournit un standard pour la conception de petits satellites smallsats de sorte qu'on utilise un dispositif de développement commun. Actuellement plus de 30 grandes écoles, collèges et universités de par le monde développent les systèmes CubeSat. La norme CubeSat spécifie chaque satellite comme étant un cube de 10 cm ayant une masse maximale de 1 kg et fournit des directives additionnelles concernant l'emplacement d'un port de diagnostic, d'une broche déplaçable avant le vol et d'interrupteurs de déploiement. Par exemple, un satellite commercial typique de communication pèse plus de 3000 kg. S'ils peuvent être lancés à un faible coût et avec une brève durée de développement et d'intégration, les petits satellites smallsats, forment un nouveau domaine dans la science spatiale, le développement spatial et l'exploration spatiale. Les coûts d'agencement sont en général fonction de la taille (à la fois de la masse et du volume) de sorte que des charges utiles plus petites peuvent être meilleures marché à lancer. Bien que de nombreux organismes aient construit ou construisent actuellement de petits satellites smallsats, il n'existe aucun moyen bon marché et rapide de lancer de telles petites charges utiles. Il en résulte qu'un grand nombre des avantages de petits satellites smallsats sont perdus. Des véhicules de lancement actuels sont conçus pour des charges utiles importantes, lourdes et coûteuses, de l'ordre de 2000 kg et plus. Certains des satellites nanosats étaient libérés la soute de chargement de la navette spatiale, des véhicules de lancement requérant une attention humaine individuelle et des dispositions spéciales à l'intérieur de la soute de chargement de la navette spatiale. De petits satellites smallsats ont été lancés sur des véhicules de lancement classiques déployables, et les programmes Delta, Pegasus et Ariane ont développé des adaptateurs spéciaux pour porter des charges utiles secondaires dans leurs carénages prévus pour les charges utiles primaires. Cependant, pour chaque lancement de cette sorte, il est nécessaire de prévoir pour chaque petit satellite smallsats, une grande quantité d'adaptation spéciale, d'analyse et d'examen de sécurité. Le lanceur de petits satellites smallsats le plus développé et aisément disponible est la structure Ariane Structure for Auxiliary Payloads (ASAP) , c'est-à-dire la structure Ariane pour des charges utiles auxiliaires. Pour Ariane 5, la structure ASAP peut emmener jusqu'à huit satellites pesant jusqu'à 80 kg chacun ou jusqu'à quatre satellites pesant 300 kg chacun dans la soute pour la charge utile primaire. Cependant, des préparatifs du véhicule de lancement requiert encore 12 à 24 mois. Ceci est fréquemment plus long que la durée de développement de la charge utile elle-même. Le cercle ESPA, qui est en cours de développement pour Delta IV et Atlas 5, n'effectuera pas de lancement jusqu'à 2005 au plus tôt, en partie en raison de la difficulté qu'il y a de coordonner leurs différentes charges utiles secondaires. Des structures ESPA et ASAP coopèrent de façon significative avec leurs fusées respectives étant donné qu'elles sont placées directement dans le trajet de charge à l'intérieur de la charge utile primaire. Là présente invention permet de lancer une charge utile à partir de l'extérieur d'un véhicule de lancement classique moyennant une faible dépense d'intégration. Dans un exemple, l'invention inclut un carénage aérodynamique comportant une cavité interne destinée à contenir une charge utile, un adaptateur de montage pour fixer le carénage à une surface extérieure d'un véhicule de lancement, et un mécanisme de libération pour séparer la charge utile du véhicule de lancement, hors de la cavité du carénage pendant le vol du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'adaptateur de montage fait partie intégrante du carénage. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'adaptateur de montage est une partie intégrante de la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le carénage aérodynamique est monté sur l'adaptateur de montage qui est monté sur la surface extérieure du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'adaptateur de montage comprend une plaque discrète comportant une pluralité de points de fixation. Selon une autre caractéristique de l'invention, le carénage aérodynamique comprend une structure graphite-époxy monocoque. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération déploie la charge utile en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération comprend un ou plusieurs actionneurs non explosifs. Selon une autre caractéristique de l'invention, le 35 dispositif comporte en outre un séquenceur pour initialiser le déploiement d'une charge utile au moyen du mécanisme de libération. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif comprend en outre un capteur environnemental servant à déclencher le déploiement de la charge utile par la mécanisme de libération sur la base d'un paramètre détecté par un capteur environnemental. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération déploie la charge utile en réponse à une commande externe. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mecanisme de libération comprend un mécanisme d'éjection pour éjecter la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le 15 mécanisme d'éjection comprend des rails de guidage et des ressorts. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération déploie la charge utile en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage dans une direction tournée à l'opposé de la direction de déplacement du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif comporte en outre un orifice couplé au mécanisme de libération et ouvert par le mécanisme de libération avant la période de déploiement de la charge utile pour permettre à cette dernière de sortir de la cavité. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif comporte en outre un câble ombilical servant à raccorder le dispositif à des composants situés à l'intérieur du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, le câble ombilical est adapté pour délivrer une énergie, des commandes et une télémétrie à la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le câble ombilical est adapté pour envoyer une énergie et des commandes au mécanisme de libération. L'invention concerne en outre un système externe de lancement de charge utile, caractérisé en ce qu'il 5 comporte: un véhicule de lancement possédant un intérieur et un extérieur, un moteur servant à accélérer le véhicule de lancement sur une trajectoire de vol exo-atmosphérique, un compartiment de charge utile primaire à l'intérieur du véhicule de lancement pour porter une charge utile primaire, un carénage primaire pour protéger le compartiment de la charge utile, une charge utile secondaire montée à l'extérieur du véhicule de lancement, et un mécanisme de libération pour séparer la charge utile secondaire du véhicule de lancement pendant le vol de ce dernier. Selon une autre caractéristique de l'invention, la charge utile secondaire est montée à l'extérieur du carénage primaire. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système comporte en outre une alimentation en énergie située à l'intérieur du véhicule de lancement et couplé à la charge utile secondaire pour supporter la charge utile secondaire. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système comporte en outre des composants d'activation de commandes et de télémétrie situés à l'intérieur du véhicule de lancement et couplés à la charge utile secondaire pour supporter la charge utile secondaire. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système comporte en outre un carénage secondaire monté à l'extérieur du véhicule de lancement pour protéger et contenir la charge utile secondaire en vol, et que le mécanisme de libération libère la charge utile secondaire à partir de l'intérieur du carénage secondaire. L'invention concerne en outre un procédé, caractérisé en ce qu'il consiste à : monter une charge utile sur une surface extérieure d'un véhicule de lancement avant le lancement du véhicule de lancement, régler un mécanisme de libération pour séparer la charge utile du véhicule de lancement à l'extérieur du véhicule de lancement pendant le vol, et séparer la charge utile en utilisant le mécanisme de libération après le lancement du véhicule de 15 lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, la séparation comprend la réception d'un signal de déclenchement provenant de composants situés à l'intérieur du véhicule de lancement pour faire démarrer une séquence d'éjection. Selon une autre caractéristique de l'invention, la séquence d'éjection éjecte la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, la charge utile est contenue dans un carénage externe et que la séquence d'éjection éjecte le carénage avec la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, la charge utile est contenue dans le carénage externe et que la séparation comprend l'ouverture d'un orifice par lequel la charge utile sort du carénage. Selon une autre caractéristique de l'invention, le montage d'une charge utile comprend le montage d'un carénage aérodynamique sur la surface extérieure du véhicule de lancement et la fixation de la charge utile dans une cavité protégée du carénage aérodynamique. L'invention concerne en outre un dispositif de lancement de charge utile, caractérisé en 'ce qu'il comporte: un carénage aérodynamique pour protéger une charge 5 utile, et une interface de montage pour fixer le dispositif à une surface extérieure d'un véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'interface de montage est intégrée au carénage. Selon une autre caractéristique de l'invention, l'interface de montage est intégrée à la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le carénage aérodynamique est monté sur un adaptateur de montage, qui est fixé à la surface extérieure du véhicule de lancement au moyen de l'interface de montage. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif comporte en outre un mécanisme de libération pour séparer la charge utile du véhicule de lancement pendant le vol de ce dernier. Selon une autre caractéristique de l'invention, le carénage possède une cavité intérieure destinée à contenir la charge utile et que le mécanisme de libération sépare la charge utile en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération déplace en outre le carénage pour exposer la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le 30 mécanisme de libération sépare en outre le carénage du véhicule de lancement avec la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le dispositif comporte un mécanisme de libération pour déplacer le carénage pour exposer la charge utile. Selon une autre caractéristique de l'invention, le mécanisme de libération sépare la charge utile du véhicule de lancement. L'invention concerne en outre un système de lancement, caractérisé en ce qu'il comporte: un véhicule de lancement possédant un intérieur et un extérieur, un moteur pour accroître la poussée du véhicule de lancement sur une trajectoire de vol exo-atmosphérique, un compartiment de charge utile primaire pour contenir une charge utile primaire à l'intérieur du véhicule de lancement, un carénage primaire pour protéger le compartiment de la charge utile, et une seconde charge utile secondaire montée à 15 l'extérieur du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système comporte en outre un mécanisme de libération pour séparer la charge utile secondaire du véhicule de lancement pendant le vol du véhicule de lancement. Selon une autre caractéristique de l'invention, le système comporte en outre un carénage secondaire monté sur l'extérieur du véhicule de lancement pour protéger la charge utile secondaire en vol. D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention, vont être décrits ci-après de façon illustrative et non limitative, prise en référence aux dessins annexés, sur lesquels des chiffres de référence identiques désignent des éléments similaires et sur lesquels: - la figure 1 est une vue en plan d'un adaptateur de montage fixé à la surface extérieure d'un véhicule de lancement; - la figure 2 est une vue en coupe transversale d'un lanceur externe de charge utile fixé à la surface extérieure d'un véhicule de lancement, conformément à une forme de réalisation de'la présente invention; - la figure 3 est une' vue en coupe transversale d'un lanceur externe de charge utile fixé à la surface extérieure d'un véhicule de lancement conformément à une autre forme de réalisation de la présente invention; et - la figure 4 est un schéma représentant un procédé de lancement d'un petit véhicule spatial conformément à une forme de réalisation de la présente invention. La présente invention fournit un moyen simple et bon marché de lancer de petits satellites, un petit véhicule spatial et d'autres charges utiles en utilisant des véhicules de lancement pouvant être déployés. Très peu de temps est nécessaire pour l'intégration de la charge utile et, si elle est séparée, la charge utile peut être détecté presque en n'importe quel point sur la trajectoire du véhicule de lancement. L'intégration peut être grandement simplifiée par séparation du déploiement de la charge utile secondaire par rapport à la charge utile primaire dans le carénage de charge utile primaire du véhicule de lancement. Pour la description qui va suivre, toutes les charges utiles plus petites, qu'il s'agisse de véhicules spatiaux, de satellites ou d'autres charges utiles qui sont nettement plus petites qu'une charge utile primaire d'un véhicule de lancement, sont désignées comme étant des petits satellites smallsats indépendamment de leur mission, de leur trajectoire de vol et de leur longévité. Ceci inclut des satellites dits smallsats, nanosats, picosats, microsats, CubeSats et d'autres charges utiles entre environ quelques dizaines de kilogrammes et quelques centaines de grammes. La signification du terme petit dépend par conséquent de la taille du véhicule de lancement et de sa charge utile. Comme cela est représenté sur la figure 1, un' lanceur externe peut être fixé directement à la surface extérieure d'une fusée ou d'un autre type de véhicule de lancement 14 avec un faible impact sur la fusée. Comme cela est représenté, le lanceur externe inclut un carénage aérodynamique qui est fixé en utilisant une interface de montage 12. Comme représenté sur les figures 2 et 3 et comme cela sera décrit plus loin, le carénage aérodynamique possède une cavité interne qui contient une charge utile et différents composants d'assistance. La charge utile peut être l'une quelconque d'une variété de différents types incluant n'importe lequel des petits satellites smallsats mentionnés précédemment. La charge utile peut être comprise entre un véhicule spatial autonome apte à exécuter un vol piloté indépendant, jusqu'à un instrument scientifique qui est fixé à la fusée et est activé sans être séparé du véhicule de lancement. Le carénage est comparativement petit par rapport à la fusée. Par exemple, un satellite nanosat de 80 x 80 x 140 mm, pesant 2 kg, peut être logé dans un carénage de 12 cm x 25 cm. Ceci est petit par rapport par exemple au véhicule de lancement déployable Delta 7925, qui possède un diamètre de 2,4 m et une longueur de 38,1 m. La taille particulière du carénage dépend de la charge utile. Elle peut probablement être nettement plus faible pour un petit satellite smallsat de 0,1 kg, qu'elle ne l'est pour un petit satellite smallsat de 20 kg. Le carénage protège la charge utile du petit satellite smallsat pendant le lancement. Il peut être conçu de manière à réduire les contraintes mécaniques et thermiques induites par voie aérodynamique à la fois sur la charge utile secondaire et le véhicule de lancement'pendant leur déplacement dans l'atmosphère, comme cela est visible sur les figures 2 et 3. L'agencement aérodynamique particulier peut être optimisé pour des demandes et des objectifs de missions ou bien peut être conçu pour une application générale. Le carénage externe du lanceur peut être formé par l'une quelconque d'une variété de différents matériaux, qui peuvent résister aux charges aérodynamiques, thermiques et vibratoires, qui peuvent être rencontrées. De l'aluminium de qualité aérospatial et des composites graphite-époxy de qualité aérospatiale sont des exemples de matériaux appropriés. Le carénage pourrait en outre être recouvert par une substance appropriée de protection thermique (par exemple du liège). Le carénage peut être transparent ou semitransparent ou posséder des segments transparents ou semi-transparents, lorsque la transparence est fonction d'une certaine longueur d'onde utile du spectre électromagnétique (par exemple spectre optique, spectre infrarouge ou spectre RF). Cela permet d'observer la charge utile, de l'inspecter ou de communiquer avec elle pendant l'installation, l'intégration et le fonctionnement. Le carénage externe 10 du lanceur est fixé sur ou peut être construit d'un seul tenant avec l'interface de montage. Dans certaines formes de réalisation, et comme cela est représenté sur la figure 1, l'interface de montage est un adaptateur se présentant sous la forme d'une plaque discrète prévue par le fabricant des véhicules de lancement afin de garantir que cet adaptateur est intégré aisément et de façon sûre au véhicule de lancement. L'adaptateur de montage peut prendre différentes configurations en fonction du véhicule de lancement et de la charge utile. Dans une forme de réalisation, il s'agit d'une plaque en aluminium massive comportant des points de fixation 16 servant à fixer le carénage à la plaque de montage et aux points de fixation 17 pour fixer la plaque de montage à la fusée. Les points de fixation 17 peuvent être des trous traversants permettant de loger des éléments de fixation comme par exemple des vis mécaniques ou des boulons qui se fixent sur des éléments de réception filetés ou des écrous dans la coque ou à l'intérieur du véhicule de lancement. Les points de fixation peuvent être également des plots de connexion, des points de soudage, etc. en fonction du type du procédé de fixation préféré pour l'application particulière. Comme autre solution pour l'adaptateur de montage, l'interface de montage entre le carénage et le véhicule de lancement peut être formé par des points de fixation intégrés avec le carénage ou avec un boîtier de la charge utile du petit satellite smallsat. Cette interface de montage peut être formée par le même matériau que celui du carénage ou un matériau qui en est différent. Le véhicule de lancement peut être n'importe lequel d'une variété de types différents. La présente invention est bien appropriée pour des fusées classiques sensibles alimentées par des carburants solides ou liquides, comme par exemple les séries de fusées Delta, Atlas, Titan, Pegasus, Taurus, Ariane, Proton et Zenit. Elle peut être également fixée à des charges amplificatrices d'accélération fixées par encliquetage et à des réservoirs externes utilisés par certaines fusées et certains véhicules spatiaux. On peut utiliser n'importe quelle fusée expansible ou réutilisable indépendamment de l'architecture du système. L'invention ne dépend pas d'un quelconque aspect particulier du véhicule (par exemple qu'elle dépende d'une propulsion par matière solide, matière liquide, hybride ou aspiration d'air) autre que celle qui possède une surface externe sur laquelle la charge utile doit être montée. Des exemples autres que les véhicules de lancement déployables incluent des fusées- sondes, et différents véhicules réutilisables qui sont développés (par exemple Kistler, SpaceShipOne). En raison de la grande taille (dimensions externes) et de la capacité de chargement de telles fusées comparativement grandes, la traînée aérodynamique et le poids du carénage externe et de la charge utile décrits ici possèdent normalement un impact négligeable sur la performance du véhicule de lancement.. La traînée et le poids relativement faibles de l'interface de montage, du carénage et du petit satellite smallsat permet d'ajouter une charge utile à des lancements programmés sans que ceci n'ait un impact sur le programme de lancement ou n'affecte de façon substantielle la performance disponible pour la charge utile primaire. Lorsqu'un satellite nanosat ou smallsat est fixé à l'une quelconque des séries de fusées Delta, Atlas, Titan, Pegasus, Taurus, Ariane, Proton et Zenit, la masse de la charge utile et son infrastructure de support sont inférieures ou comparables à l'incertitude de masse habituellement imputable au processus final de pesée pour la charge utile primaire du véhicule de lancement. Par exemple un satellite nanosat typique de 2 kg déployé à partir d'un carénage comme cela est décrit ici ajoute environ 4 kg à la masse totale du véhicule de lancement. A titre de comparaison, un système Delta 7925 possède une masse au décollage de 232 000 kg, entraînant une charge utile de 5000 kg sur une orbite terrestre basse. L'adaptateur de montage peut être fixé presque 35 n'importe où sur l'extérieur du véhicule de lancement. Un emplacement typique approprié se situe à un niveau élevé sous l'extérieur de la coque du véhicule de lancement, par exemple sur la coque d'une section à instruments. Cependant, le lanceur peut être également fixé au fuselage, au réservoir ou aux parties formant fusées de pulsée d'appoint du véhicule de lancement si cela est préférable. La section à instruments peut en outre être meilleure pour certaines applications étant donné qu'elle est habituellement conçue pour atteindre une orbite, étant donné qu'elle possède un certain espace intérieur supplémentaire pour supporter des composants et étant donné qu'elle comporte une source d'alimentation électrique qui peut être utilisée pour assister la charge utile montée de façon externe ou un mécanisme de libération. Sur une fusée déployable typique, il existe un espace suffisant et une capacité de transport suffisante disponibles sur la coque pour plusieurs charges externes devant être fixées. Un certain nombre de lanceurs externes disposés symétriquement autour du véhicule de lancement peuvent équilibre les forces aérodynamiques et d'autres forces imputables aux charges utiles externes, et n'importe quel carénage de support de mécanismes de libération et de composants de support. Si une capacité supplémentaire suffisante de portance est disponible, on peut disposer un anneau dense de charges utiles avec des composants de support autour d'une section du véhicule de lancement. Chaque étage séparé du véhicule de lancement peut porter un groupe de charges utiles d'un petit satellite smallsat. Si un grand nombre des charges utiles portées ne doivent pas être séparées, ces charges doivent être placées sur une autre rangée, en augmentant de façon supplémentaire la capacité. Etant donné que la masse combinée d'un lanceur externe individuel et de sa charge utile secondaire est relativement faible, les ensembles peuvent être ajoutés de façon incréméritale à un lancement disponible comme cela est approprié pour utiliser une marge disponible de masse de la charge utile. Cela permet même une plus grande souplesse vis-à-vis de la programmation de lancement de charges utiles secondaires. Par exemple, plusieurs rangées de six à douze lanceurs externes peuvent être fixées sur la coque extérieure d'un véhicule de lancement sans que ceci n'augmente de façon significative la complexité ou le temps de construction du véhicule de lancement. La figure 2, qui est une vue en coupe transversale d'une forme de réalisation du lanceur externe, représente des composants qui peuvent être logés dans le carénage aérodynamique 10. Le carénage représenté est coudé au niveau de l'extrémité supérieure, qui est pointue dans la direction dans laquelle la fusée ou le véhicule de lancement se déplace. Le carénage possède une cavité intérieure 18 qui contient la charge utile 20. Comme mentionné précédemment, la charge utile peut être n'importe laquelle d'une grande variété de différents satellites, avions spatiaux, instruments, éléments d'expérimentation, éléments de démonstration, etc. La charge utile peut être un satellite nanosat d'environ 2 kg ou moins ou peut être nettement plus lourd. Si la charge utile est de l'ordre de 2 kg ou moins (en fonction du véhicule), elle peut être aisément ajoutée à l'extérieur d'un véhicule de lancement presque sans aucune modification du véhicule de lancement et sans qu'aucune modification ne soit apportée à sa charge utile primaire ou à son agencement de mission primaire. Des charges utiles plus lourdes peuvent être également reçues par le lanceur externe. La cavité interne 18 du carénage 10 contient un mécanisme de libération 30 qui retient la charge utile avant la séparation, puis la libère, l'éjecte ou la déploie. Le mécanisme de libération peut être basé sur dès forces extérieures, comme par exemple une accélération angulaire ou une traînée pour éjecter la charge utile ou bien peut inclure un mécanisme d'éjection distinct (non représenté) de manière à produire une force positive pour garantir l'éjection. Le mécanisme de libération peut être agencé sous n'importe laquelle d'une variété de façons bien connues dans la technique. Le mécanisme de libération peut utiliser un actionneur pyroélectrique, un actionneur non explosif, un électroaimant, un moteur, un actionneur à cire, un métal à mémoire de forme ou n'importe lequel d'un certain nombre d'autres dispositifs bien connus dans la technique. Le mécanisme d'éjection peut utiliser un ressort, un élément pyroélectrique, un électroaimant, un moteur, un système pneumatique ou n'importe lequel d'un certain nombre d'autres dispositifs bien connus dans la technique. Comme cela est représenté sur la figure 2, le carénage externe du lanceur est ouvert à une extrémité et la charge utile peut être éjectée à l'extrémité située à l'opposé de la direction de déplacement du véhicule de lancement. Ce dernier écarte la charge utile du satellite smallsat du véhicule de lancement et la dégage du véhicule de lancement de sorte que la charge utile n'interfère en aucune manière avec la charge utile primaire (que la charge utile primaire soit libérée ultérieurement ou antérieurement). Sinon, le carénage peut être monté sur une charnière ou un coulisseau de sorte qu'on peut l'écarter de la charge utile. La charge utile peut alors être éjectée latéralement à partir de l'extérieur du véhicule de lancement. Dans l'exemple de la figure 2, la charge du satellite smallsat est accompagnée de composants de support situés sur l'extérieur du véhicule et qui rendent le lanceur externe cômplètement autonome. Ces composants incluent une source d'alimentation en énergie 22, telle qu'une batterie ou une pile à combustible. La source d'alimentation en énergie alimente la charge utile et d'autres composants pendant le vol avec le véhicule de lancement. Les composants peuvent également inclure un émetteur radio et un récepteur radio ou un émetteur- récepteur radio 24 et une antenne 26. Sinon on peut utiliser des composants situés dans la charge utile au lieu de prévoir des composants de support séparés. Les composants de support externes peuvent permettre à la charge utile de communiquer avec une station au sol pour l'activation, la commande, la télémétrie ou la transmission de données. Un minuteur ou séquenceur 28 peut également être inclus pour déclencher différentes opérations devant être exécutées par la charge utile. Le séquenceur peut alors circuler d'une manière autonome ou bien peut être commandé par le récepteur. Le séquenceur peut être utilisé par exemple pour déclencher le mécanisme de libération. A titre d'alternative ou en plus du séquenceur, un capteur environnemental peut être utilisé pour déclencher la séparation ou l'activation de la charge utile. Le capteur environnemental peut détecter la température, la pression, l'accélération ou un autre paramètre, puis, lorsque ce paramètre ou une certaine combinaison de paramètres atteignent une certaine condition, un signal de déclenchement peut être généré. De cette manière, lorsque le véhicule de lancement atteint une certaine altitude ou un certain point de sa trajectoire de vol, la charge utile peut être activée, éjectée ou séparée. N'importe lequel des composants de support ou plusieurs des composants de support peuvent être intégrés dans la charge utile ne peuvent être non utilisés. Des composants additionnels peuvent également être ajoutés comme cela peut s'avérer approprié pour la mission de la charge utile particulière. Le lanceur externe peut être incorporé avec des dimensions normalisées de sorte que des concepteurs de charges utiles peuvent englober la cavité interne avec les composants, qu'ils croient être les plus appropriés pour une charge utile particulière et pour sa mission. Dans une forme de réalisation, comme représenté sur la figure 2, la cavité est ouverte au niveau de son extrémité inférieure. Dans une autre forme de réalisation, comme représenté sur la figure 3, la cavité interne possède un orifice 32 qui ferme la cavité interne. Lorsque la charge utile doit être éjectée, l'orifice est ouvert, ce qui libère la charge utile ou permet à la charge utile d'être libérée par un mécanisme de séparation. L'orifice peut être libéré et éjecté ou fixé, comme par exemple par des charnières, de sorte qu'il est en place sur le véhicule de lancement. La charge utile peut être placée à l'intérieur de la cavité interne de sorte qu'elle est libérée une fois que l'orifice est ouvert. Cette solution simplifie potentiellement et le mécanisme de détection ajoute potentiellement une couche de sécurité pour le véhicule de lancement. Sinon la charge utile peut être retenue dans la cavité interne par un autre élément de fixation pour des questions de sécurité, d'isolation contre les vibrations pour n'importe quelle autre raison. Cette fixation et l'orifice peuvent être actionnés par le même mécanisme d'éjection ou par des mécanismes d'éjection différents. Si on utilise des mécanismes différents, on obtient un niveau de tolérance vis-à-vis de défauts, qui accroît le degré de confiance pat le fait que la charge utile ne peut pas être libérée prématurément. Dans une autre forme de réalisation, rien n'est libéré ou éjecté. La charge utile reste fixée au véhicule de lancement. Dans une telle forme de réalisation, la charge utile ne requiert aucun vol indépendant de la partie du véhicule de lancement, à laquelle elle est fixée. Par conséquent la charge utile rattachée suit le même trajet que la partie du véhicule de lancement, à laquelle elle est fixée. Une telle charge utile peut être utilisée par exemple pour mesurer une certaine partie visible extérieurement de la terre ou du ciel ou certaines caractéristiques de performances du véhicule de lancement ou pour mesurer un certain aspect de la manière dont l'étage supérieur brûle pendant sa rentrée dans l'atmosphère supérieure. Dans ce dernier cas, la charge utile peut être conçue de manière à résister une partie de l'environnement de rentrée, tout en exécutant des mesures. Dans une autre forme de réalisation, la charge utile 20 n'est pas éjectée ni libérée. La charge utile est déployée par déplacement d'un carénage aérodynamique 10 afin d'exposer la charge utile. Dans cette forme de réalisation le carénage peut être éjecté de la coque du véhicule de lancement moyennant l'utilisation de n'importe lequel des dispositifs de libération et d'éjection décrits précédemment. Sinon le carénage peut être retenu d'une certaine manière, comme par exemple par des charnières ou un mécanisme coulissant. Les charnières peuvent déplacer le carénage d'un côté. Un mécanisme coulissant peut le déplacer vers l'avant ou latéralement à partir de la charge utile. On peut également utiliser d'autre variétés de mécanismes et d'autres solutions. Une libération du carénage peut permettre d'exposer une' partie ou la totalité de la charge utile. Une telle solution peut être utile si la charge utile ne requiert pas un vol libre, mais requiert un degré accru d'exposition qui serait normalement fourni par le carénage aérodynamique en place. Par exemple, si la charge utile secondaire devait restée fixée à un étage supérieur à l'orbite, mais devait continuer à fonctionner pendant un intervalle de temps prolongé, l'éjection ou le retrait du carénage pourrait permettre d'exposer des panneaux solaires et de générer une énergie pour la charge utile. Dans une autre forme de réalisation, le carénage aérodynamique fait partie de la charge utile et le carénage 10 est éjecté de l'adaptateur de montage 12 conjointement avec la charge utile 20 sous la forme d'une seule unité intégrée. Ceci permet d'éjecter latéralement la charge utile à partir du véhicule de lancement et permet à la charge utile de bénéficier d'une structure et d'une protection additionnelles du carénage. La figure 3 représente une vue en coupe transver- sale du lanceur externe dans une autre forme de réali- sation, dans laquelle de nombreux composants sont logés dans le véhicule de lancement. Sur la figure 3, les composants de support placés dans le véhicule de lancement sont connectés à l'extérieur au moyen de câbles 34 et 36. Ceci peut être exécuté afin de réduire la quantité d'équipement qui doit être portée à l'extérieur et de maximiser le volume et la masse disponibles pour le petit satellite smallsat. Le fait de placer les composants de support à l'intérieur du véhicule de lancement permet d'atténuer certaines considérations d'emballage (par exemple des exigences de masse, de volume ou d'environnement) qui pourraient s'appliquer si ces composants étaient placés dans le carénage externe. En outre, en séparant les composants de support de la charge utile externe, il est possible de connecter ces composants de support à plus d'un lanceur externe. De cette manière, ces composants peuvent supporter plusieurs charges utiles ou lanceurs. Les composants de support peuvent inclure une source d'alimentation 40, comme par exemple une batterie. La source d'alimentation peut être utilisée pour alimenter la charge utile et d'autres composants pendant le vol avec le véhicule de lancement et envoyer une énergie pour le mécanisme de libération ou d'éjection. Les composants peuvent également inclure un émetteur radio, un récepteur radio ou un émetteur- récepteur radio 42 et des antennes 44. Les composants de support peuvent permettre à la charge de communiquer avec une station au sol pour l'activation, la commande, la télémétrie ou la transmission de données. Un minuteur ou séquenceur 46 peut être également inclus pour le déclenchement de différentes opérations devant être exécutées par la charge utile. Le séquenceur fonctionne d'une façon autonome ou peut être commandé par le véhicule de lancement ou au moyen du récepteur. Des signaux spéciaux nécessaires pour actionner l'un quelconque des mécanismes peuvent être inclus dans le séquenceur ou être délivrés sous la forme d'un élément séparé. L'un quelconque ou plusieurs des éléments de support peuvent être intégrés dans la charge utile ou ne pas être utilisés. Des composants additionnels peuvent être également additionnés comme cela peut s'avérer approprié pour la mission de la charge utile particulière. Le lanceur externe peut être intégré avec des dimensions normalisées pour rendre plus facile au concepteur de la charge utile de réaliser l'emballage de la cavité interne du carénage avec des composants, qù'ils croient les plus appropriés pour une charge utile particulière et pour sa mission. Une autre forme 'de réalisation non représentée incorpore certaines ou la totalité des composants de support dans le carénage 10, mais néanmoins possède un câble électrique connecté au véhicule de lancement. Cette solution permet d'optimiser la sélection de l'emplacement des composants de support. Le câble électrique entre le lanceur externe et les composants électriques à l'intérieur du véhicule de lancement (soit supportant les composants, soit d'autres systèmes électronique du véhicule de lancement) passe par un trou 48 formé dans la coque 14 du véhicule. Le câble peut véhiculer une énergie électrique; des signaux d'activation, de commande ou de télémétrie, des signaux RF; ou d'autres signaux comme cela peut s'avérer approprié. Dans une autre forme de réalisation, également non représentée, une partie ou la totalité des signaux peuvent être transmis à l'extérieur du lanceur externe (soit à l'extérieur du véhicule de lancement intégré soit à travers la coque du véhicule de lancement), en utilisant des moyens RF, optiques ou inductifs. De tels procédés permettent en outre de simplifier le processus d'intégration. Les composants de support sur la figure 3 peuvent être emballés à l'intérieur d'un boîtier 38 qui établit un isolement par rapport à l'intérieur du véhicule de lancement. Il peut également fournir un emballage approprié pour l'intégration d'un véhicule spatial. Le boîtier peut être fixé à l'intérieur du véhicule de lancement selon l'une quelconque d'une variété de différentes manières (non représentées). Les composants de support disposés intérieurement dépendent de la charge utile et de sa mission. Dans de nombreuses applications, de tels composants peuvent inclure une source d'alimentation en énergie 40, telle qu'une batterie ou une pile à combustible, un émetteur-récepteur 42, une antenne 44, un minuteur ou séquenceur 46. La source d'alimentation peut être utilisée pour alimenter les composants d'assistance ou de support à l'intérieur du boîtier, ce qui réduit les exigences imposées à des composants ou à des capacités d'alimentation allant au-delà de celles de la charge utile. Par exemple, le séquenceur peut être utilisé pour déterminer le moment d'éjection de la charge utile de sorte que la charge utile n'a pas besoin de disposer d'une quelconque capacité à déterminer le moment d'éjection. L'émetteur-récepteur peut être utilisé pour recevoir des commandes provenant de la station au sol et effectue une transmission par télémétrie, de sorte que la charge utile ne requiert pas de pouvoir déterminer des données de télémétrie pendant la phase de lancement. La source d'alimentation peut être connectée à des composants situés à l'intérieur du boîtier du lanceur externe, moyennant l'utilisation d'un câble ombilical d'alimentation en énergie 34 qui traverse une ouverture 48 passant à l'extérieur du véhicule de lancement. Ce câble ombilical peut être connecté à la charge utile ou à n'importe quel autre composant dans la cavité interne du lanceur externe, qui peut nécessiter une alimentation en énergie avant ou après l'éjection. Un tel câble ombilical d'alimentation peut être utilisé pour conserver des ressources d'alimentation en énergie de la charge utile jusqu'au-delà de l'éjection. Un second câble ombilical 36 peut être connecté à la charge utile ou à d'autres composants par la même ouverture 48 que pour la communication de données. Ce câble ombilical peut être utilisé pour échanger des données avec la charge utile ou activer le mécanisme d'éjection dans une variété d'autres buts. Une application du câble ombilical de transmission de données peut consister à activer la charge utile un instant approprié avant l'éjection. Avec cet agencement, la charge utile peut être alimentée pendant toutes les phases de lancement, puis attendre jusqu'à un instant se situant juste avant le déploiement, avant d'être activé. Bien que l'on ait représenté deux câbles ombilicaux, on peut utiliser un nombre plus important ou plus faible de tels câbles. Les données peuvent être véhiculées dans les mêmes fils que ceux véhiculant l'énergie ou bien on peut utiliser des câbles différents pour différents types de données ou pour des connexions différentes. Les connexions peuvent être électriques, optiques, inductives ou RF (à fréquence radio). Sinon, une connexion électromagnétique peut être établie avec l'extérieur du véhicule de lancement sans l'utilisation de cordons ombilicaux et d'une ouverture dans l'extérieur du véhicule de lancement. On peut utiliser une communication inductive et une communication radio pour connecter les composants à l'intérieur du véhicule de lancement à ceux situés à l'extérieur du véhicule de lancement. Ces connections peuvent être libérées en utilisant le même mécanisme que celui utilisé par la charge utile ou moyennant l'utilisation d'un mécanisme différent. Sinon, il n'est pas nécessaire de libérer. Des connexions optiques, inductives et RF peuvent être configurées de telle sorte qu'on peut encore les utiliser pour communiquer avec des composants de support ou avec le véhicule de lancement après la séparation de la charge utile. Comme cela a été mentionné précédemment, la forme de réalisation de la figure 3 représente un orifice 32 qui est libéré par un mécanisme séparé d'éjection 50 de l'orifice. Ce mécanisme peut libérer un verrou situé sur l'orifice, éjecter l'ensemble de l'orifice ou ouvrir à force l'orifice. On péut utiliser n'importe quel type de mécanisme de libération ou d'éjection appliqué à des dispositifs mécaniques similaires. Une fois que l'orifice est ouvert, la charge utile peut être repoussée hors du lanceur externe au moyen d'un mécanisme d'éjection de charge utile 30 (par exemple un simple ressort) ou au moyen d'un dispositif de poussée installé à bord de la charge utile. Si la charge utile est libérée avant que la traînée aérodynamique atmosphérique devienne triviale, alors la traînée aérodynamique différentielle entre le véhicule de lancement et la charge utile du petit satellite smallsat accélère en outre la séparation entre la charge utile et le véhicule de lancement. Un ensemble de rails de guidage (non représentés) peut être utilisé pour guider la charge utile hors du carénage. Des ressorts de l'un quelconque d'une variété de différents types peuvent être utilisés pour déplacer la charge utile le long des rails de guidage. La figure 4 représente une séquence prise à titre d'exemple d'observations pour l'intégration et le lancement conformément à la présente invention. Des détails de l'agencement et de l'intégration d'un véhicule spatial ne sont pas inclus pour simplifier la description. Le procédé de la figure 4 commence par la préparation du mécanisme de libération pour l'activation 60. Ensuite la charge utile est incorporée dans le lanceur externe 62. Puis le carénage et l'ensemble de la charge utile peuvent être montés sur la coque extérieure d'un véhicule de lancement 64. Sinon le carénage peut être fixé au véhicule de lance-ment, puis la charge utile peut être intégrée dans le carénage. Avant le lancement, tous les paramètres du système peuvent être réglés et contrôlés et le mécanisme de libération peut être installé de manière à déployer ou séparer la charge utile 66 à l'instant approprié pendant le vol du véhicule de lancement. A cet instant, un signal de déclenchement servant à faire démarrer une séquence d'éjection est reçu en 68. Ce signal peut être déclenché par la charge utile, par ses composants de support ou en réponse à une transmission. Finalement la charge utile est déployée 70. Dans toutes les formes de réalisation décrites ci-dessus, dans lesquelles la charge utile est séparée, la charge utile portée par le lanceur externe peut être libérée et éjectée à tout moment pendant le vol du véhicule de lancement après le décollage et avant ou même pendant la rentrée dans l'atmosphère. La libération peut être rendue totalement indépendante de la libération de la charge utile primaire. Cela permet la libération d'une ou de plus d'une petites charges utiles à différents instants sur différentes trajectoires ou orbites avant ou après la libération de la charge utile primaire ou du carénage de la charge utile primaire. Il en résulte qu'il existe un branchement de trajectoires de vol possibles pour la charge utile externe avec un faible impact ou sans impact sur la charge utile primaire et sur sa mission. Dans n'importe laquelle des formes de réalisation décrites précédemment, les différents composants et éléments peuvent être réalisés en utilisant n'importe laquelle d'une variété de techniques bien connues dans ce domaine technique. Les matériaux peuvent inclure des métaux, des composites, des matières plastiques ou n'importe lequel d'une variété d'autres matériaux. Les pièces peuvent être formées en utilisant un usinage, un forgeage, une coulée, une stratification, une stéréolithographie ou n'importe laquelle d'une variété d'autres techniques. Les composants électroniques peuvent être cônstruits à partir d'éléments ordinaires ou d'éléments conçus d'une manière spécialement adaptée. Le choix particulier des matériaux et des constructions dépend de l'application prévue. R E V E N D I C A T I O N S 1. Dispositif de lancement de charge utile (20), caractérisé en ce qu'il comprend: un carénage aérodynamique (10) comportant une 5 cavité interne (18) destinée à contenir une charge utile, un adaptateur de montage (12) pour fixer le carénage à une surface extérieure d'un véhicule de lancement, et un mécanisme de libération (50) pour séparer la charge utile du véhicule de lancement, hors de la cavité du carénage pendant le vol du véhicule de lancement. 2. Dispositif selon la revendication 1, caracté-15 risé en ce que l'adaptateur de montage (12) fait partie intégrante du carénage. 3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'adaptateur de montage (12) est une partie intégrante de la charge utile. 4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le carénage aérodynamique (10) est monté sur l'adaptateur de montage (12) qui est monté sur la surface extérieure du véhicule de lancement. 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'adaptateur de montage (12) comprend une plaque discrète comportant une pluralité de points de fixation (17). 6. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le carénage aérodynamique (10) comprend une structure graphite-époxy monocoque. 7. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de libération (50) déploie la charge utile en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage. 8. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de libération (50) comprend un ou plusieurs actionneurs non explosifs. 9. Dispositif selon la revendication 1, caracté- risé en ce qu'il comporte en outre un séquenceur (28) pour initialiser le déploiement d'une charge utile (20) au moyen du mécanisme de libération. 10. Dispositif selon la revendication 1, comprenant en outre un capteur environnemental servant à déclencher le déploiement de la charge utile (20) par le mécanisme de libération (50) sur la base d'un paramètre détecté par un capteur environnemental. 11. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de libération (50) déploie la charge utile (20) en réponse à une commande externe. 12. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de libération (50) comprend un mécanisme d'éjection pour éjecter la charge utile. 13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que le mécanisme d'éjection comprend des rails de guidage et des ressorts. 14. Dispositif selon la revendication 1, carac- térisé en ce que le mécanisme de libération (50) déploie la charge utile (20) en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage (10) dans une direction tournée à l'opposé de la direction de déplacement du véhicule de lancement. 15. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un orifice (32) couplé au mécanisme de libération (50) et ouvert par le mécanisme de libération avant la période de déploiement de la charge utile pour permettre à cette dernière de sortir de la cavité. 16. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un câble ombilical (34) servant à raccorder le dispositif à des composants situés à l'intérieur du véhicule de lancement. 17. Dispositif selon la revendication 16, caractérisé en ce que le câble ombilical (34) est adapté pour délivrer une énergie, des commandes et une télémétrie à la charge utile. 18. Dispositif selon la revendication 16, carac- térisé en ce que le câble ombilical (34) est adapté pour envoyer une énergie et des commandes au mécanisme de libération. 19. Système externe de lancement de charge utile, caractérisé en ce qu'il comporte: un véhicule de lancement (14) possédant un intérieur et un extérieur, un moteur servant à accélérer le véhicule de lancement sur une trajectoire de vol exo-atmosphérique, un compartiment de charge utile primaire à l'intérieur du véhicule de lancement pour porter une charge utile primaire, un carénage primaire (10) pour protéger le compartiment de la charge utile, une charge utile secondaire (20) montée à 25 l'extérieur du véhicule de lancement, et un mécanisme de libération (50) pour séparer la charge utile secondaire du véhicule de lancement pendant le vol de ce dernier. 20. Système selon la revendication 19, caractérisé 30 en ce que la charge utile secondaire (20) est montée à l'extérieur du carénage primaire (10). 21. Système selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'il comporte en outre une alimentation en énergie (22; 40) située à l'intérieur du véhicule de lancement (14) et couplé à la charge utile secondaire pour supporter la charge utile secondaire. 22. Système selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des composants d'activation de commandes et de télémétrie situés à l'intérieur du véhicule de lancement et couplés à la charge utile secondaire pour supporter la charge utile secondaire. 23. Système selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un carénage secondaire monté à l'extérieur du véhicule de lancement pour protéger et contenir la charge utile secondaire en vol, et que le mécanisme de libération libère la charge utile secondaire à partir de l'intérieur du carénage secondaire. 24. Procédé, caractérisé en ce qu'il consiste à : monter une charge utile sur une surface extérieure d'un véhicule de lancement avant le lancement du véhicule de lancement, régler un mécanisme de libération pour séparer la 20 charge utile du véhicule de lancement à l'extérieur du véhicule de lancement pendant le vol, et séparer la charge utile en utilisant le mécanisme de libération après le lancement du véhicule de lancement. 25. Procédé selon la revendication 24, selon lequel la séparation comprend la réception d'un signal de déclenchement provenant de composants situés à l'intérieur du véhicule de lancement pour faire démarrer une séquence d'éjection. 26. Procédé selon la revendication 24, selon lequel la séquence d'éjection éjecte la charge utile. 27. Procédé selon la revendication 24, selon lequel la charge utile est contenue dans un carénage externe et que la séquence d'éjection éjecte le carénage avec la charge utile. 28. Procédé selon la revendication 24, selon lequel la charge utile est contenue dans le carénage externe'et que la séparation comprend l'ouverture d'un orifice par lequel la charge utile sort du carénage. 29. Procédé selon la revendication 24, caractérisé en ce que le montage d'une charge utile comprend le montage d'un carénage aérodynamique sur la surface extérieure du véhicule de lancement et la fixation de la charge utile dans une cavité protégée du carénage aérodynamique. 30. Dispositif de lancement de charge utile, caractérisé en ce qu'il comporte: un carénage aérodynamique (10) pour protéger une charge utile, et une interface de montage (12) pour fixer le dispositif à une surface extérieure d'un véhicule de lancement. 31. Dispositif selon la revendication 30, caractérisé en ce que l'interface de montage (12) est 20 intégrée au carénage. 32. Dispositif selon la revendication 30, caractérisé en ce que l'interface de montage (12) est intégrée à la charge utile. 33. Dispositif selon la revendication 30, carac- térisé en ce que le carénage aérodynamique (10) est monté sur un adaptateur de montage, qui est fixé à la surface extérieure du véhicule de lancement au moyen de l'interface de montage. 34. Dispositif selon la revendication 30, carac- térisé en ce qu'il comporte en outre un mécanisme de libération (50) pour séparer la charge utile du véhicule de lancement pendant le vol de ce dernier. 35. Dispositif selon la revendication 34, caractérisé en ce que le carénage (10) possède une cavité intérieure (18) destinée à contenir la charge utile (20) et que le mécanisme de libération (50) sépare la charge utile en libérant la charge utile de l'intérieur du carénage. 36. Dispositif selon la revendication 34, carac- térisé en ce que le mécanisme de libération (50) déplace en outre le carénage pour exposer la charge utile. 37. Dispositif selon la revendication 34, caractérisé en ce que le mécanisme de libération (50) sépare en outre le carénage du véhicule de lancement avec la charge utile. 38. Dispositif selon la revendication 30, caractérisé en outre en ce qu'il comporte un mécanisme de libération (50) pour déplacer le carénage pour exposer la charge utile. 39. Dispositif selon la revendication 38, caractérisé en ce que le mécanisme de libération sépare la charge utile du véhicule de lancement. 40. Système de lancement, caractérisé en ce qu'il 20 comporte: un véhicule de lancement possédant un intérieur et un extérieur, un moteur pour accroître la poussée du véhicule de lancement sur une trajectoire de vol exo-atmosphérique, un compartiment de charge utile primaire pour contenir une charge utile primaire à l'intérieur du véhicule de lancement, un carénage primaire pour protéger le compartiment de la charge utile, et une seconde charge utile secondaire montée à l'extérieur du véhicule de lancement. 41. Système selon la revendication 40, caractérisé en ce qu'il comporté en outre un mécanisme de libération pour séparer la charge utile secondaire du véhicule de lancement pendant le vol du véhicule de lancement. 42. Véhicule selon la revendication 40, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un carénage secondaire monté sur l'extérieur du véhicule de lancement pour protéger la charge utile secondaire en vol.