FR 2669887 A1 19920605 FR 9015050 A 19901130 L'invention concerne le contrôle de l'attitude autour de ses trois axes d'un satellite, généralement géostationnaire, stabilisé autour de ses trois axes, avec une possible compensation de couples perturbateurs agissant sur le satellite autour des axes roulis/lacet durant les manoeuvres de contrôle d'orbite. Un satellite représente ici tout objet artificiel évoluant dans le système solaire, cet objet pouvant être : - sur une orbite de la terre ou d'une quelconque autre planète ou objet du système solaire, - sur une orbite solaire, éventuellement de transfert entre deux planètes. On sait que, sur son orbite, un satellite est soumis à des couples perturbateurs qui nécessitent de contrôler son attitude. Leurs causes les plus importantes sont - la dissymétrie par rapport au centre de gravité (dans l'espace on parle plutôt du centre de masse) des effets de la pression de radiation solaire (en raccourci : pression solaire) due à l'incidence (différence par rapport à 900) de l'axe de tangage (Y) du satellite par rapport au soleil, aux différences de réflectivité des éléments du satellite et aux dissymétries géométriques du satellite, - l'action du champ magnétique local (par exemple terrestre), - l'influence aérodynamique de l'environnement (pour les orbites basses), - la distance du centre de gravité du satellite à l'axe du vecteur poussée résultant des moteurs utilisés pour modifier l'orbite du satellite. On peut ainsi distinguer - des perturbations liées à l'environnement : effet de pression solaire, de l'interaction du dipôle magnétique du satellite avec le champ magnétique environnant, gradient de gravite ... Ces perturbations sont faibles mais sont appliquées en permanence sur le satellite (ordre de grandeur = 10-5N.m), - des perturbations liées au mésalignement du vecteur poussée des propulseurs de contrôle d'orbite par rapport au centre de gravité du satellite. Ces perturbations sont plus importantes mais limitées dans le temps (ordre de grandeur = 10 N.m.s. par jour pour un satellite géostationnaire). Aussi, il est indispensable de prévoir des moyens pour contrôler l'attitude d'un satellite sur son orbite. On a déjà prévu à cet effet divers moyens actifs, qui mettent respectivement en oeuvre plusieurs roues à réaction ou des tuyères à éjections de matière, mais - l'utilisation du principe d'une éjection de masse entraîne la nécessité d'emporter une réserve de masse, ce qui alourdit le satellite lors de son lancement, - l'utilisation de tuyères à jet de gaz entraîne de fortes perturbations qui excitent les modes souple et de nutation du satellite, dégradant ainsi sa précision de pointage, - l'utilisation de tuyères de faible poussée telle que tuyère ionique ou tuyère à ionisation par arc électrique est très consommatrice de puissance électrique et nécessite des phases de préchauffage qui empêchent de les utiliser pour le contrôle d'attitude, - l'utilisation de roues à réaction ne se suffit pas à elle-même car elles doivent de temps à autre être désa turées (leur vitesse doit être rapprochée de sa valeur nominale) et cette désaturation nécessite l'application d'un couple extérieur au satellite. Aussi, lorsque l'on désire contrôler l'attitude d'un satellite pour un budget de masse optimal, on tire profit des forces perturbatrices dues - a la pression solaire (par l'orientation convenable de surfaces liées au satellite), - ou au champ magnétique local, par exemple terrestre, (par la création de dipôles magnétiques à bord du satellite par des couples de courant). Divers documents ont déjà proposé de tirer parti de la pression solaire pour le pilotage de l'attitude ou le contrôle d'orbite (maintien à poste) des satellites, en utilisant des surfaces mobiles orientables à l'aide d'actionneurs spécifiques ou en tirant parti des moteurs d'orientation déjà présents à bord. Ainsi le brevet FR-2.513.589 décrit un procédé et un dispositif pour aligner avec une direction désirée l'axe de roulis d'un satellite stabilisé par autorotation et muni d'une pluralité de panneaux solaires fixes : des surfaces mobiles sont montées aux extrémités des panneaux le brevet FR-2.550.757 propose pour la régulation de position de satellites, d'agir sur les panneaux solaires en leur imposant à chacun une courbure ajustable vers l'arrière, donc en les déformant le brevet FR-2.529.166 concerne un procédé de maintien en position d'un satellite par la navigation à l'aide de voiles solaires et un véhicule spatial mettant en oeuvre le procédé. Sur ce satellite sont montées des voiles solaires disposées au Nord et au Sud, au bout de mâts parallèles à l'axe Nord-Sud.Ces mâts peuvent tourner sur eux-mêmes et les voiles sont inclinables autour d'axes transversaux à ces mâts le brevet DE-2*537.577 intitulé "lagerregelung für satelliten" enseigne de prévoir au bout des panneaux solaires des surfaces orientables autour de l'axe des panneaux solaires et transversalement à celui-ci le brevet US-3.304.028 intitulé "attitude control for spacecraft", est similaire au document FR-2.513.589 précité.Il en est de même du document US-3.339.863 le brevet FR-2.530.046 intitulé "procédé et dispositif de commande d'attitude pour satellite géosynchrone, enseigne de rajouter des surfaces fixes sur les côtés des panneaux solaires le brevet FR-2.531.547 intitulé "système de contrôle d'attitude d'un satellite géostationnaire", enseigne de jouer sur les orientations relatives des panneaux solaires autour de leurs axes. Il en est de même du brevet US-4.325.124 intitulé "système for controling the direction of the momentum vector of a geosynchronous satellite" Le document européen 0.295.978 propose un dispositif et un procédé de pointage d'une sonde spatiale vers un corps céleste : on ajoute au satellite des voiles solaires Nord et Sud dissymétriques, soit par leur surface, soit par leurs orientations autour d'un axe Nord-Sud ou par leurs inclinaisons transversalement à cet axe. Le brevet français 2.522.614 propose une configuration de satellite à moyens solaires perfectionnés, comportant des panneaux solaires orientés transversalement à l'axe Nord-Sud et orientables autour d'axes transversaux à cet axe Nord-Sud. Le document US-4.262.867 prévoit des panneaux solaires adaptés à se rétracter partiellement en accordéon, de part et d'autre desquels des voiles solaires sont articulées autour d'axes transversaux à l'axe longitudinal de ces panneaux. Ces documents concernent des dispositifs de contrôle d'attitude qui utilisent la pression solaire comme moyen d'actionnement. Mais toutes ces solutions ont l'un des défauts suivants - soit ils nécessitent l'ajout de surfaces additionnelles, ce qui présente les inconvénients suivants . ces surfaces ajoutées augmentent la masse du satel lite, l'ajout de mécanismes spécifiques de déploiement pour ouvrir les surfaces sur orbite entraîne une augmentation de la masse et un risque de panne accru, ltencombrement supplémentaire dû à ces surfaces pénalise le volume du satellite lors du lancement, - soit ils ne prévoient de piloter l'attitude du satellite que suivant un ou deux axes, nécessitant de prévoir un autre moyen pour contrôler le troisième axe. Par ailleurs, différents documents ont proposé de déplacer le centre de gravité du satellite pour diminuer les couples perturbateurs liés au mésalignement entre centre de gravité et vecteur poussée des moteurs (ou pression solaire). En particulier, on peut citer le brevet américain 4.684.084 intitulé "spacecraft structure with symmetrical mass center and asymetrical deployable appendages", le brevet américain 4.345.728 intitulé "methode for controlling the attitude of a spinning spacecraft in presence of solar pressure", le brevet américain 3.516.623 intitulé "station keeping system". Les brevets 3.516.623 et 4.345.728 envisagent, dans un satellite stabilisé par autorotation de diminuer les couples perturbateurs liés au mésalignement entre centre de gravité et poussée en déplaçant le centre de gravité à l'aide de masses mobiles, ces masses et leurs actionneurs n'ayant pas d'autre fonction. Quant au brevet 4.684.084, il décrit une configuration de satellite sur lequel les couples perturbateurs liés au mésalignement entre centre de gravité et poussée des tuyères de contrôle d'orbite sont diminués. Le centre de gravité est rapproché de l'axe de poussée par un positionnement convenable (prévu au sol et non réglable en vol) des ailes de générateur solaire après déploiement. Cette configuration permet de garder un centre de gravité à peu près fixe malgré le déploiement d'appendices fortement dissymétriques, sans possibilité de modifier en vol la position des ailes de générateur solaire. Il présente pour inconvénient d'accroître les couples perturbateurs d'origine solaire et de ne rien prévoir pour leur compensation. L'invention a pour objet, au prix d'un supplément de masse le plus faible possible, de permettre de tirer parti de la pression de radiation solaire s'appliquant sur les surfaces préexistantes prévues principalement pour être soumises au rayonnement solaire (ailes de générateur solaire et/ou voiles solaires) pour contrôler en tangage l'attitude d'un satellite d'une manière qui soit à la fois fiable et simple tout en étant découplé et compatible avec tout type connu de contrôle d'attitude en roulis/lacet, par exemple fondé également sur la pression de radiation solaire. Elle a également pour objet, pour réduire la puissance installée nécessaire au contrôle d'attitude, de minimiser les perturbations sur cette attitude induites lors des manoeuvres de contrôle d'orbite, et ce sans pénalité notable ni en masse, ni en fiabilité. L'invention a également pour objet, à titre subsidiaire, de permettre d'introduire une redondance sur les moteurs d'entraînement des ailes de générateur solaire qui constituent à ce jour des points de panne unique (en anglais : Single Point Failure). Elle propose à cet effet un satellite comportant au moins une surface destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire et s'étendant à partir du satellite selon une direction donnée, un calculateur généralement embarqué, utilisé pour le contrôle d'attitude (appelé par la suite calculateur de bord) et, connectés à ce dernier, un système de détection d'attitude, des moyens de contrôle d'orbite adaptés à appliquer au satellite des poussées selon des axes donnés et des moyens de contrôle d'attitude, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens de commande en basculement de ladite surface parallèlement à une pluralité de plans contenant ladite direction donnée, ces moyens de commande en basculement étant commandés par ledit calculateur de bord avec ou sans intervention du sol. Selon des dispositions préférées de l'invention - ladite surface destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire est une aile plane de générateur solaire s 'étendant selon la direction donnée et connectée au satellite par un moteur d'entraînement adapté à faire tourner cette aile autour de ladite direction donnée, - les moyens de commande en basculement comporte ce moteur d'entraînement et un moteur situé entre ce moteur d'entraînement et l'aile de générateur solaire, - ce moteur est un moteur rotatif d'axe incliné selon un angle non nul par rapport à cette direction donnée, - cet angle non nul est typiquement compris entre 10 et 200, de préférence entre 20 et 150, - les moyens de basculement comportent un moteur de commande en pivotement d'axe transversal à cette direction donnée, - ce moteur admet une plage d'utilisation préférentiellement de + 200 par rapport à cette direction donnée, - les moyens de basculement comportent un second moteur de commande en pivotement d'axe transversal à cette direction donnée présentant une inclinaison non nulle avec l'axe du premier moteur de pivotement, - les moyens de commande de basculement comportent un moteur linéaire s'étendant suivant une direction inclinée par rapport à la direction donnée et monté sur un côté d'un triangle articulé déformable faisant partie du bras d'éloignement reliant ladite surface au satellite, - les moyens de contrôle d'orbite comportent des tuyères ioniques, - les moyens de contrôle d'orbite comportent des tuyères à ionisation par arc électrique, - les moyens de contrôle d'orbite comportent cette surface et les moyens de commande en basculement, - les moyens de contrôle d'orbite comportent un système à moment cinétique orientable. L'invention propose également un procédé de contrôle d'attitude d'un satellite comportant une surface destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire et s'étendant à partir du satellite selon une direction donnée, un dispositif de mesure d'attitude et un calculateur adapté à déterminer la valeur d'un couple de correction d'attitude à appliquer en tangage, caractérisé en ce qu'on bascule ladite surface transversalement au rayonnement solaire en sorte de générer un couple de tangage sensiblement égal au couple de correction d'attitude à appliquer en tangage. Selon d'autres dispositions préférées de l'invention - préalablement à l'application d'une poussée de contrôle d'orbite selon une direction donnée de poussée, on estime l'amplitude et la direction de l'écart du centre de gravité du satellite à cette direction donnée de poussée à partir de perturbations d'attitude lors d'une manoeuvre d'orbite antérieure, et on bascule ladite surface, au moins en partie, parallèlement à un plan contenant la direction donnée selon laquelle s'étend la surface et la direction de l'écart en sorte de rapprocher le centre de gravité de ladite direction donnée de poussée, - lors de chaque manoeuvre de contrôle d'orbite, on stabilise l'attitude du satellite par action sur un système à moment cinétique orientable puis, avant la manoeuvre de contrôle d'orbite suivante, on bascule ladite surface parallèlement au rayonnement solaire, en sorte de stabiliser le satellite en tangage et de ramener le moment cinétique orientable dans une orientation donnée par rapport au satellite. Ainsi, dans la présente invention, on modifie latéralement (par translation transversale à l'axe de tangage) la position du centre de surface des panneaux solaires : de la sorte, la pression solaire provoque un couple en tangage qui permet de contrôler l'attitude, de désaturer la vitesse de la roue et/ou de compenser le couple perturbateur en tangage. Le déplacement du générateur solaire peut être obtenu par tous types d'actionneurs connus appropriés, lesquels ne font pas en soi l'objet du présent brevet. L'intérêt de l'invention réside dans les avantages suivants - le pilotage en tangage obtenu ne modifie pas (ou de manière minime) le comportement en roulis/lacet du satellite, ce qui permet d'associer à ce pilotage en tangage tout type de pilotage roulis/lacet connu. En particulier, un pilotage également d'origine solaire utilisant les moteurs d'entraînement des ailes est particulièrement indiqué (voir notamment les demandes de brevet français 89-15732 et 89-17479 respectivement déposées les 29 Novembre et 29 Décembre 1989), - le déplacement latéral des panneaux solaires entraîne un déplacement du centre de gravité du satellite permettant de l'aligner avec la poussée des moteurs NORD, SUD, EST, OUEST de contrôle d'orbite. Cela permet de diminuer très largement les perturbations roulis/lacet induites lors des manoeuvres de contrôle d'orbite, - la masse additionnelle des actionneurs est compensée par l'économie d'ergol obtenue, grâce au renoncement à toute éjection de matière pour le contrôle d'attitude (au moins en tangage) et grâce à la minimisation des perturbations en roulis-lacet lors des manoeuvres de contrôle d'orbite, - les actionneurs supplémentaires peuvent être utilisés en tant que redondance des moteurs classiques d'entraînement en rotation des ailes de générateur solaire lorsque l'on choisit la configuration où un moteur d'axe légèrement incliné est superposé au moteur d'entraînement ;; cette redondance constitue un atout substantiel sur les solutions classiques où les moteurs d'entraînement constituent des points de panne unique, - l'utilisation de ce concept permet de concevoir un satellite où l'emploi de tuyères à jet de gaz serait abandonné durant la vie orbitale, par exemple au profit de tuyères ioniques ou à ionisation par arc électrique dédiées au seul contrôle d'orbite. Un tel concept est avantageux par la précision de pointage permise par l'absence des perturbations dues aux jets des tuyères, par le gain de masse d'ergol qu'il permet de réaliser grâce à la meilleure impulsion spécifique des tuyères ioniques ou à ionisation par arc électrique par rapport à celle des tuyères à jet de gaz. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif, en regard des dessins annexés sur lesquels - la figure 1 est une vue schématique dans l'espace d'un véhicule spatial stabilisé autour de ses trois axes en train de décrire une orbite autour de la Terre, - la figure 2 est un diagramme synoptique d'une logique de contrôle d'attitude d'un satellite conforme à l'invention, intégrant l'utilisation du pilotage roulis/lacet proposé dans la demande de brevet français 89-15732 et l'utilisation d'un moment cinétique dont les trois composantes seraient commandables, - la figure 2A est un schéma synoptique des éléments intervenant dans la mise en oeuvre de la logique de contrôle de la figure 2, - la figure 3 est une vue schématique en perspective du satellite dans une configuration dans laquelle la pression solaire génère un couple de tangage, orienté suivant l'axe Y du satellite, - les figures 4, 5 et 6 montrent trois dispositions de roues connues en soi, adaptées, pour la mise en oeuvre de la logique de la figure 2, à générer un moment cinétique dont les trois composantes sont commandables, - la figure 7 est une vue de détail de la commande en mouvement d'un panneau solaire d'un satellite conforme à l'invention, utilisant un moteur tournant d'axe faiblement incliné vis à vis du moteur d'entraînement en rotation du panneau, - la figure 8 en est une variante, utilisant un moteur de commande en pivotement d'axe transversal à l'axe du moteur d'entraînement, - la figure 9 en est une autre variante, utilisant un triangle déformable articulé pour la liaison du panneau solaire au moteur d'entraînement, - la figure 10 est une vue schématique de la configuration idéale d'un satellite idéal lors d'une manoeuvre de contrôle d'orbite, - la figure il représente une configuration réelle d'un satellite réel, et - la figure 12 en représente une configuration réelle améliorée grâce à l'invention. La figure 1 représente un satellite repéré 1 dans son ensemble, en train de décrire une orbite 2 circulaire autour de la Terre, par exemple de type géostationnaire. Ce satellite comporte un corps central 3 auquel sont associés trois axes définissant un repère de référence direct lié au satellite - un axe X tangeant à l'orbite 2 et de même sens que la vitesse de parcours de l'orbite : il est classiquement appelé axe de roulis, - un axe Y perpendiculaire au plan de l'orbite 2 et orienté dans le sens NORD-SUD de la Terre il est classiquement appelé axe de tangage, - un axe Z perpendiculaire aux axes X et Y et orienté vers la Terre : il est classiquement appelé axe de lacet. Sur certains satellites, ce système d'axes peut être orienté différemment par rapport à l'orbite et/ou la Terre en fonction des impératifs liés à la mission. Ce satellite comporte un dispositif de contrôle de l'attitude (voir ci-dessous) grâce auquel il est stabilisé autour de ses trois axes. Ce satellite comporte ainsi un dispositif de mesure de l'attitude (classique en soi) relié à un circuit de traitement (également classique) qui permet de calculer les corrections que doit appliquer le dispositif de contrôle de l'attitude. Ce dispositif comprend de manière classique (voir figure 3) un détecteur terrestre 7 (par exemple de type à infrarouges) adapté le plus souvent à mesurer l'attitude en roulis et en tangage. il peut également comprendre des détecteurs solaires, voire stellaires, (non représentés), pour mesurer si nécessaire, notamment l'attitude en lacet. Le circuit de traitement fait en pratique partie d'un calculateur de bord 8, schématisé en pointillés à la figure 3. De manière également classique, ce satellite comporte un générateur solaire comportant deux ailes 4 et 5 s'étendant respectivement vers le NORD et vers le SUD suivant des axes longitudinaux, ici confondus avec l'axe Y, et orientables par rapport au corps 3, autour d'axes de rotation au moins approximativement confondus avec l'axe Y, sous l'action de deux moteurs d'entraînement commandables séparément, de tout type connu approprié dont l'un porté par la face NORD est désigné par la référence 6 au sein de l'ensemble 6 + 6' de la figure 3 ; ces moteurs sont normalement destinés à maintenir ces ailes sensiblement en regard du Soleil, perpendiculairement à ses rayons. Sur certains satellites, le générateur solaire peut n'être composé que d'une seule aile portée par la face NORD ou SUD. Dans ce cas, le satellite peut aussi comporter une voile solaire sur la face opposée (orientable ou symétrique autour d'un axe parallèle à Y) dont le rôle est de rééquilibrer l'ensemble du satellite du point de vue de la position du centre de gravité et de celle du centre de poussée moyen de la pression solaire. Ce type de configurations ne porte pas préjudice à la possibilité d'utiliser la présente invention. il peut de même y avoir plus de deux ailes ou voiles parallèles à l'axe de tangage. Dans le présent document, on désigne sous le terme "générateur solaire" l'ensemble d'une ou deux ailes (voire plus), étant précisé que le terme "aile de générateur solaire" désigne les ensembles qui peuvent être orientés par les moteurs d'entraînement, c'est-à-dire les ensembles constitués par - le générateur solaire proprement dit, c'est-à-dire l'ensemble des cellules convertissant l'énergie lumineuse en énergie électrique, par exemple, par effet photovol taïque, - la structure qui porte l'ensemble de ces éléments, - les mécanismes liés à cette structure qui permettent de la maintenir stockée avant que le satellite n'atteigne sa position orbitale, de la déployer et de la maintenir déployée, - tous les éléments additionnels qui, en configuration orbitale, sont fixés à cette structure et dont les rôles sont divers. On peut citer par exemple des volets de protection thermique qui permettent de limiter les pertes thermiques du satellite durant les phases où le générateur solaire n'est pas déployé, ou des surfaces qui permettent d'améliorer le flux lumineux reçu par les éléments photovoltaïques (par exemple écrans d'uniformisation d'ombre). Dans certains cas, les radiateurs déployables dont peut être équipé le satellite, peuvent être utilisés en tant que surfaces exposées à la pression solaire. En pratique, le satellite comporte également divers appendices (tels qu'antennes...) fixes ou à peu près fixes dont l'exposition à la pression solaire, provoque des couples perturbateurs qui s'ajoutent à ceux résultant d'une éventuelle dissymétrie du générateur solaire. C'est ainsi que les satellites de télécommunication comportent généralement une ou plusieurs antennes de transmission : la pression du radiation du faisceau de transmission entraîne un couple perturbateur autour de Y qui s'ajoute à ceux précédemment cités. De manière également classique le satellite comporte des moteurs de contrôle d'orbite (notés 9 à la figure 2A) dont le rôle est de ramener à intervalle régulier le satellite à sa position nominale dans 1' espace. Ce dispositif est rendu nécessaire par la tendance qu'a tout objet en orbite à s'éloigner de son orbite initiale sous l'effet des perturbations diverses, (ainsi notamment pour les satellites géostationnaires, l'attraction de la Lune et du Soleil provoque une inclinaison indésirable de l'orbite tandis que l'anisotropie de la sphère terrestre provoque une dérive vers l'EST ou l'OUEST de la position apparente vis à vis de la Terre du satellite. Dans tous les cas ce système est devenu nécessaire pour modifier l'orbite du satellite lorsque cela est demandé par sa mission, ne serait-ce qu'en fin de vie, pour l'injection en orbite cimetière. Selon l'invention le satellite 1 est muni d'un moyen de contrôle d'attitude en tangage qui est compatible avec tout autre moyen connu de contrôle du satellite en roulis et lacet, notamment solaire, par exemple d'un type décrit dans l'un des documents déjà cités : les demandes de brevet français 89-15732 et 89-17479, ou les documents FR-2.531.547, FR-2.530.046 ou US-4.325.124. Ainsi que cela apparaît ci-dessous, ce contrôle en tangage est en effet découplé vis à vis du contrôle d'attitude en roulis/lacet. En outre, la présente invention respecte en particulier la philosophie sous-tendant les enseignements des demandes de brevet visées ci-dessus, incorporées par référence, qui consiste à ne rajouter que le minimum d'éléments au satellite, voire pas du tout. Couplée à un dispositif de même nature que ceux ci-dessus, la présente invention permet d'obtenir grâce à la pression de radiation solaire un contrôle du satellite autour de ses trois axes. Ainsi que cela ressort de la figure 3, le couple de contrôle en tangage est obtenu par un basculement contrôlé transversalement au rayonnement solaire de l'une au moins des deux ailes du générateur solaire (et/ou de la voile solaire de rééquilibrage si le satellite n'a qu'une aile). Ce basculement entraîne un déplacement du centre de poussée solaire par rapport à l'axe de tangage Y, et donc génère un couple de tangage. Lors des manoeuvres de contrôle d'orbite, ce basculement peut aussi être utilisé pour déplacer le centre de gravité des ailes, et donc le centre de gravité du satellite dans son ensemble. Le centre de gravité du satellite peut ainsi être amené sur l'axe du vecteur poussée des moteurs de contrôle NORD-SUD, voire EST OUEST, ce qui a pour effet de minimiser (voire d'annuler) les perturbations roulis et lacet dues à ce contrôle d'orbite (voir ci-dessous à propos des figures 10, 11 et 12). Dans la pratique, ces couples perturbateurs ne seront pas totalement annulés mais fortement diminués, permettant ainsi de confier le contrôle d'attitude roulis/lacet durant ces manoeuvres à des actionneurs (notés 9' à la figure 2A) moins puissants donc moins coûteux en masse et qui exciteront moins les modes souple et de nutation du satellite : la précision de pointage en sera donc améliorée. La commande de positionnement du centre de gravité peut être déterminée à partir de l'identification (soit automatiquement, soit par analyse au sol) des perturbations enregistrées au cours des manoeuvres précédentes. Durant ces manoeuvres, le couple de tangage généré par la pression solaire est évidemment négligeable devant les couples perturbateurs générés par les manoeuvres de correction d'orbite et devant l'action des actionneurs destinés à leur compensation ; le contrôle du tangage par basculement cesse donc d'être opérationnel, d'autant que le déplacement du centre de gravité vers l'axe du vecteur poussée peut, dans certains cas, au lieu de corriger l'attitude en tangage, introduire un couple perturbateur supplémentaire.Un autre moyen de contrôle en tangage doit donc être mis en oeuvre, par exemple par variation de vitesse d'une roue que l'on désature par la suite, en attendant la manoeuvre suivante de contrôle d'orbite. Cela est représenté à la figure 2 qui schématise les deux modes qui alternent. En mode de contrôle d'orbite (cadre A), on déplace le centre de gravité, à partir de sa position estimée d'après la manoeuvre précédente, vers l'axe du vecteur poussée des moteurs d'orbite. Ensuite, à partir de mesures de l'attitude instantanée, on agit sur un système à moment cinétique commandable 9' (voir la figure 2A) pendant que la poussée de contrôle d'orbite est appliquée. Les figures 4 à 6 présentent divers systèmes à moments cinétiques commandables connus adaptés à constituer le système 9': ils comportent soit une roue cinétique 10 en tangage et deux roues à réaction 11 et 12 selon deux axes du plan roulis/lacet, soit une roue cinétique 13 en tangage montée sur un double pivot noté 14 dans son ensemble, soit trois roues à réaction 15, 16 et 17 orientées sur l'axe de tangage et deux axes du plan roulis/lacet. Bien sûr les axes choisis dans le plan roulis/lacet peuvent être les axes de roulis et de lacet. En mode de contrôle d'attitude (cadre B), à partir des mesures d'attitude, d'une estimation des couples perturbateurs et de mesures de l'écart de moment cinétique encore à compenser suite à la précédente manoeuvre de contrôle d'orbite, on commande un basculement des ailes propre à maintenir l'attitude du satellite et à désaturer les roues. La mise en oeuvre de la logique de contrôle de cette figure 2 pour déterminer l'amplitude du basculement à appliquer aux ailes est à la portée de l'homme de métier. La figure 2A décrit de manière schématique les éléments intervenant dans la mise en oeuvre de cette logique de contrôle : le calculateur de bord 8 agissant sur les moteurs d'entraînement 6, le(s) moteur(s) de basculement 6', le système à moment cinétique commandable orientable 9' et les moteurs de contrôle d'orbite 9, en fonction de divers signaux provenant de manière connue des détecteurs d'attitude (dont le détecteur 7), du système à moment cinétique orientable 9', voire reçus d'autres éléments du satellité ou envoyés par la Terre. Dans ce qui précède, on considère l'attitude aussi bien en tangage qu'en roulis et lacet ; le contrôle en roulis et lacet étant avantageusement effectué conformément à la demande 89-15732 déjà citée et incorporée par référence. Le basculement de l'aile (ou de la voile) parallèlement à son plan peut être obtenu (entre autres solutions possibles) par un moteur 6' décrit par l'une quelconque des figures 7 à 9 - soit par un moteur 20 d'orientation d'axe perpendiculaire au plan des panneaux, ce moteur étant rajouté entre le moteur 6 d'entraînement classique des ailes et le bras d'éloignement 21 desdits panneaux (voir figure 8) ; le débattement angulaire est par exemple de + 50 de part et d'autre de l'axe du moteur 6.La référence 22 représente un tronçon du câble de transmission de la puissance venant du générateur solaire - soit par un moteur à déplacement linéaire 30 (par exemple de type vis sans fin à billes et crémaillère) situé sur une ou plusieurs des barres du bras d'éloignement 31 du générateur solaire (voir figure 9) ; ce bras est alors déformable - soit, et c'est la solution préférée, par l'adjonction d'un deuxième moteur 40 éventuellement identique au moteur d'entraînement de l'aile. Ce moteur est d'axe légèrement incliné (angle a par exemple voisin de 50) par rapport à celui du moteur d'entraînement (voir figure 7).Dans ce cas, le basculement de l'aile (dont le bras d'éloignement est représenté partiellement en 41) est obtenu par la rotation conjointe des deux moteurs, l'axe longitudinal de l'aile pouvant décrire un cône autour de l'axe de rotation du moteur 6 d'entraînement de l'aile tout en restant sensiblement face à une direction donnée. Cette dernière solution présente de nombreux avantages, en particulier - elle permet avec un seul moteur supplémentaire un déplacement du centre de gravité suivant n'importe quelle direction d'un plan parallèle au plan XZ, ce qui permet non seulement un alignement du centre de gravité sur l'axe NORD-SUD en cas de manoeuvre NORD-SUD de contrôle d'orbite, mais en outre un rapprochement du centre de gravité vers l'axe EST-OUEST lors des manoeuvres EST-OUEST de contrôle d'orbite. - elle s'encastre aisément dans la caisse du satellite, facilitant ainsi l'aménagement du générateur solaire qui n'a pas à être surélevé pour laisser la place aux mécanismes supplémentaires, - en cas de panne de l'un des moteurs classiques d'entraînement du générateur solaire, elle offre une redondance correcte grâce à l'ajout de ce moteur d'axe légèrement incliné. Dans cette éventualité, le pilotage en tangage et le positionnement du centre de gravité voient leur efficacité réduite de moitié. Cependant, le satellite est épargné vis à vis des graves conséquences de la perte d'un moteur d'entraînement sur les satellites traditionnels. Les axes Xs, Ys et Z5 sont le système d'axes lié au satellite. La figure 10 représente le cas idéal où le centre de gravité O est exactement dans la position voulue, et l'axe du vecteur poussée des moteurs de poussée NORD-SUD 50 et 51 passe par cette position voulue. Dans ce cas idéal, une manoeuvre de contrôle d'orbite NORD-SUD n'induit directement aucun couple perturbateur. En réalité, le centre de gravité O' est décalé par rapport à sa position voulue, tandis que l'axe du vecteur poussée des moteurs 50 et 51 ne passe pas exactement par cette position voulue (figure 11). Pour minimiser les couples perturbateurs, l'invention enseigne donc de déplacer le centre de gravité réel vers l'axe de poussée (position O"). Ainsi, sur un satellite selon la présente invention, il est possible d'abandonner l'utilisation des traditionnelles tuyères à jets de gaz - pour le contrôle d'attitude à poste en dehors des manoeuvres de contrôle d'orbite, - également durant les manoeuvres de contrôle d'orbite, la diminution des perturbations autorisant un contrôle d'attitude par un moyen moins puissant, par exemple par des roues cinétiques ou à réaction. Le moment cinétique emmagasiné dans ces roues peut ensuite être facilement désaturé par le contrôle d'attitude solaire qui agit en dehors des manoeuvres de contrôle d'orbite. On appréciera que - le basculement d'une ou plusieurs ailes du générateur solaire (ou de la voile opposée au générateur solaire si celui-ci est dissymétrique) peut être utilisé, soit pour créer un couple de contrôle en tangage par l'effet de la pression de radiation solaire sur les ailes du générateur solaire (ou de la voile solaire), soit durant les manoeuvres de contrôle d'orbite pour positionner le centre de gravité du satellite de façon à minimiser les perturbations liées aux écarts qui existent entre ce centre de gravité et le vecteur poussée réelle des moteurs de contrôle d'orbite, ces deux utilisations pouvant être utilisées isolément ou conjointement sur le même satellite - le basculement obtenu par tout type d'actionneur connu, autorise l'utilisation de la pression solaire sur les ailes du générateur solaire pour le contrôle en roulis et en lacet par tout procédé connu et ne relevant pas de la présente invention - le basculement (jusqu'à + 150) peut être obtenu suivant deux directions du plan roulis/lacet lorsqu'on choisit un actionneur en rotation d'axe légèrement incliné par rapport à l'axe du moteur d'entraînement des ailes du générateur solaire (le basculement est obtenu par la rotation différentielle des deux moteurs : le moteur d'entraînement proprement dit et le moteur additionnel - l'angle formé par les axes des deux moteurs est compris entre 20 et 150 - il est prévu d'utiliser le deuxième moteur en tant que redondance du moteur d'entraînement de l'aile s'il est défaillant - le basculement (jusqu'à + 150) peut être obtenu suivant une direction par un actionneur en translation situé sur une ou plusieurs des barres du bras d'éloignement de l'aile du générateur solaire ;; - le basculement peut aussi être obtenu suivant une direction par un actionneur en rotation d'axe au moins approximativement perpendiculaire au plan des ailes du générateur solaire - en variante non représentée, le basculement peut être obtenu suivant deux directions par deux actionneurs en rotation d'axes différents au moins approximativement perpendiculaires à l'axe du moteur d'entraînement des ailes du générateur solaire - le contrôle d'attitude suivant au moins l'un des axes roulis, tangage et lacet est assuré totalement ou en partie par un système faisant intervenir la pression solaire sur des surfaces liées au satellite ;; - en variante non représentée, le contrôle d'attitude suivant au moins l'un des axes roulis, tangage et lacet est assuré totalement ou en partie par un système faisant intervenir un dipôle magnétique embarqué à bord du satellite ; - le contrôle d'attitude suivant au moins l'un des axes roulis, tangage et lacet est assuré totalement ou en partie par un système faisant intervenir la variation d'une au moins des composantes du moment cinétique embarqué à bord du satellite - le contrôle d'attitude durant les manoeuvres de contrôle d'orbite est assuré par la variation des trois composantes d'un moment cinétique embarqué, et par la minimisation des perturbations obtenues par l'invention - le contrôle d'attitude en dehors des manoeuvres de contrôle d'orbite est assuré par la pression solaire (aidé éventuellement - variante non représentée - de dipôles magnétiques) - selon une autre variante non représentée, le contrôle d'attitude en dehors des manoeuvres de contrôle d'orbite est assuré par des dipôles magnétiques (aidé éventuellement de la pression solaire) - le contrôle d'attitude en dehors des manoeuvres de contrôle d'orbite est utilisé pour rapprocher d'une valeur de consigne les composantes du moment cinétique embarqué. - le satellite est géostationnaire - tout ou partie des moteurs de contrôle d'orbite sont de faible poussée ( il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. Ainsi, très généralement, l'invention s'applique à tout satellite muni d'au moins une surface destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire et s'étendant à partir du satellite selon une direction donnée. En outre, l'ordre des moteurs d'entraînement et de basculement peut être inversé, le moteur d'entraînement étant situé entre le moteur de commande en basculement et l'aile de générateur solaire. En particulier, le débattement des moteurs de basculement peut être augmenté sans modifier le principe de l'invention. L'invention s'applique également à tout satellite dont les calculs nécessaires, en tout ou en partie, seraient effectués au sol. REVENDICATIONS 1. Satellite comportant au moins une surface (4, 5) destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire et s'étendant à partir du satellite selon une direction donnée (Y), un calculateur de bord (8) et, connectés à ce dernier, un système (7) de détection d'attitude, des moyens de contrôle d'orbite (9) adaptés à appliquer au satellite des poussées selon des axes donnés et des moyens de contrôle d'attitude (9'), caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens (6', 20, 30, 40) de commande en basculement de ladite surface parallèlement à une pluralité de plans contenant ladite direction donnée, ces moyens de commande en basculement étant commandés par ledit calculateur de bord avec ou sans intervention du sol. 2. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite surface destinée principalement à être soumise au rayonnement solaire est une aile plane de générateur solaire (4, 5) s'étendant selon la direction donnée et connectée au satellite par un moteur d'entraînement (6) adapté à faire tourner cette aile autour de ladite direction donnée. 3. Satellite selon la revendication 2, caractérisé en ce que les moyens de commande en basculement comporte ce moteur d'entraînement et un moteur (20, 30, 40) situé entre ce moteur d'entraînement et l'aile de générateur solaire. 4. Satellite selon la revendication 3, caractérisé en ce que ce moteur est un moteur rotatif (40) d'axe incliné selon un angle non nul (a) par rapport à cette direction donnée. 5. Satellite selon la revendication 4, caractérisé en ce que cet angle non nul est compris entre 20 et 150. 6. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les moyens de basculement comportent un moteur de commande en pivotement (30) d'axe transversal à cette direction donnée. 7. Satellite selon la revendication 6, caractérisé en ce que ce moteur (30) admet un débattement d'au plus 150 par rapport à cette direction donnée. 8. Satellite selon la revendication 6 ou la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens de basculement comportent un second moteur de commande en pivotement d'axe transversal à cette direction donnée présentant une inclinaison non nulle avec l'axe du premier moteur de pivotement. 9. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les moyens de commande de basculement comportent un moteur linéaire (40) s'étendant suivant une direction inclinée par rapport à la direction donnée et monté sur un côté d'un triangle articulé déformable reliant ladite surface au satellite. 10. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que les moyens de contrôle d'orbite comportent des tuyères ioniques (50, 51). 11. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que les moyens de contrôle d'orbite comportent des tuyères à ionisation par arc électrique. 12. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que les moyens de contrôle d'attirude durant les manoeuvres de contrôle d'orbite comportent cette surface et les moyens de commande en basculement. 13. Satellite selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que les moyens de contrôle d'attitude durant les manoeuvres de contrôle d'orbite comportent un système à moment cinétique orientable (9'). 14. Procédé de contrôle d'attitude d'un satellite comportant une surface (4, 5) destinée prin cipalement à être soumise au rayonnement solaire et s'étendant à partir du satellite selon une direction donnée (Y), un dispositif de mesure d'attitude (7) et un calculateur adapté à déterminer la valeur d'un couple de correction d'attitude à appliquer en tangage, caractérisé en ce qu'on bascule ladite surface transversalement au rayonnement solaire en sorte de générer un couple de tangage sensiblement égal au couple de correction d'attitude à appliquer en tangage. 15. Procédé selon la revendication 14, caractérisé en ce que, préalablement à l'application d'une poussée de contrôle d'orbite selon une direction donnée de poussée, on estime l'amplitude et la direction de l'écart du centre de gravité du satellite (O') à cette direction donnée de poussée à partir de perturbations d'attitude lors d'une manoeuvre d'orbite antérieure, et on bascule ladite surface, au moins en partie, parallèlement à un plan contenant la direction donnée selon laquelle s'étend la surface et la direction de l'écart en sorte de rapprocher le centre de gravité de ladite direction donnée de poussée. 16. Procédé selon la revendication 15, caractérisé en ce que lors de chaque manoeuvre de contrôle d'orbite, on stabilise l'attitude du satellite par action sur un système à moment cinétique orientable puis, avant la manoeuvre de contrôle d'orbite suivante, on bascule ladite surface parallèlement au rayonnement solaire, en sorte de stabiliser le satellite en tangage et de ramener le moment cinétique orientable dans une orientation donnée par rapport au satellite.