FR 2685833 A1 19930702 FR 9116180 A 19911226 RESEAU DE SATELLITES DE COMMUNICATION La présente invention a pour objet un procédé pour former un réseau de satellites de communication, notamment de radiodiffusion. La radiodiffusion directe par satellites (DBS-R) présente des perspectives extrêmement intéressantes ; une étude de marché, réalisée à l'initiative de la NASA et VOA (Voice of America) a montré qu'à l'an 2000, le nombre d'utilisateurs d'un tel système pourrait atteindre 50 Millions, ce chiffre étant susceptible de croître jusqu'à 150 Millions pour l'année 2005. Cette étude de marché suggère également que les services de radiodiffusion par satellites pourraient être introduits de manière efficace pour remplacer les émissions actuelles réalisées sur ondes courtes et pourraient produire une meilleure couverture de la planète ainsi qu'une qualité améliorée. Une autre potentialité des services de radiodiffusion par satellites est la radio numérique présentant la qualité du compact-disque (CD-RADIO) à destination d'utilisateurs de services de haut de gamme qui ne sont pas accessibles par voie terrestre. L'Union Européenne de Radiodiffusion étudie actuellement les avantages potentiels des services RADIO-CD. La faisabilité et le succès de la radiodiffusion directe par satellites se fondent sur la possibilité de recevoir le signal du satellite en tous points du réseau à l'aide de petits récepteurs portables ou mobiles. L'essentiel de l'intérêt commercial de la radiodiffusion directe par satellites réside précisément dans cette possibilité d'obtenir un signal de réception toujours disponible et facilement utilisable. L'utilisation de services de radiodiffusion directe par satellites à l'aide de petits récepteurs se traduit par l'exigence d'une densité (pfd) de flux de puissance émis élevée dans la région couverte par l'émission. Cette exigence de densité de flux de puissance ne peut être satisfaite par un satellite seulement si des angles d'élévation élevés sont obtenus de manière à minimiser les effets de marge dus aux zones d'ombre et à éviter d'obstruer en totalité la ligne de visibilité (LOS) du satellite. Des satellites géostationnaires (GEO) sont capables de couvrir une surface de réception étendue dans laquelle ils présentent des angles d'élévation peu élevés pour des latitudes supérieures à 30 . On rappellera qu'un satellite géostationnaire présente typiquement une période de 23,934 heures, un angle d'inclinaison de 0 et présente une orbite circulaire dont l'altitude est de 35786 km. Etant donné que les satellites géostationnaires ne sont pas capables de fournir un service satisfaisant pour les pays de l'hémisphère Nord car cela conduirait, d'une part, à devoir utiliser pour la satellisation des vaisseaux spatiaux très puissants, de la classe Intelsat, et des systèmes d'antenne à la fois grands et compliqués. De ce fait, l'utilisation d'orbites non géostationnaires doit être prise en considération à la fois pour la radiodiffusion directe et pour les communications par satellites mobiles (MOB SAT). Ces objectifs présentent en effet une grande similarité quant à la réception et aux types de services fournis. Des réseaux de satellites ont été proposés, qui mettent en oeuvre des orbites hyper-elliptiques (HEO). Les projets connus dans ce domaine portent les noms de "LOOPUS", "SYCOMORES" et "ARCHIMEDES" et ils concernent des systèmes régionaux pour couvrir l'Europe du Nord. Le projet ARCHIMEDES est le seul à avoir compris en considération des services de radiodiffusion directe par satellite. Une première version du système ARCHIMEDES propose de couvrir l'Europe du Nord avec des angles d'élévation élevés grâce à un réseau de quatre satellites d'une durée de révolution de 12 heures et disposés sur une orbite de type MOLNYA. Une telle orbite présente un apogée de 39375 km et un périgée de 1000 km avec un angle d'inclinaison de 63,4". La hauteur de l'apogée de 40000 km implique un coût de lancement très élevé. En outre, ce coût ne peut pas être amorti par la fourniture d'autres services dans des régions extérieures à l'Europe qui est seule couverte pas ce service. Une deuxième version du système ARCHIMEDES met en oeuvre des orbites de type TOUNDRA. Elle présente les mêmes inconvénients et nécessite en outre une puissance de lancement encore supérieure étant donné que l'apogée se situe à une altitude de 47000 km. La présente invention a pour objet un procédé pour former un réseau de satellites de communication qui présente, en combinaison, les caractéristiques suivantes - angle d'élévation élevé sur des régions étendues, - altitude d'apogée nettement inférieure à celle des orbites de type MOLNYA - couverture continue de plusieurs régions du globe. Dans ce but, l'invention a pour objet un procédé pour former un réseau de satellites de communication, notamment de radiodiffusion, et comportant une étape de mettre sur orbite elliptique une pluralité de satellites de communication, caractérisé en ce que ladite étape consiste à répartir lesdits satellites sur une même orbite elliptique de période 8 heures et présentant par période de 24 heures, trois apogées situés sur trois régions prédéterminées du globe, à une altitude d'apogée égale au maximum à sensiblement 27000 km, ladite orbite ayant un angle d'inclinaison sensiblement égal à 63,4", et une ellipticité élevée choisie de manière à produire des angles d'élévation élevés sur chacune desdites régions, ainsi qu'un comportement quasi-géostationnaire pendant la partie active de leur orbite. Selon un premier mode de réalisation, les satellites sont au nombre de cinq et l'étape de mise sur orbite consiste à répartir les cinq satellites sur l'orbite avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire seize heures consécutives de service par jour sur chacune desdites régions. Selon un mode de réalisation préféré, les satellites sont au nombre de six et l'étape de mise sur orbite consiste à répartir les six satellites sur l'orbite avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire un service continu sur chacune desdites régions pendant 24 heures sur 24. L'altitude d'apogée peut être sensiblement égale à 26800 km, l'altitude de périgée peut être sensiblement égale à 1000 km. Le rapport de zooming entre deux satellites est avantageusement inférieur à 1,5 et de préférence égal à sensiblement 1,32. La surface couverte par les émissions des satellites est optimisée en choisissant pour argument du périgée de l'orbite un angle d'environ 270 . L'invention concerne également un réseau de satellites de communication, notamment de radiodiffusion, sur orbite elliptique, caractérisé en ce que les satellites sont répartis sur une même orbite elliptique de période 8 heures et présentant, par période de 24 heures, trois apogées situés sur trois régions prédéterminées du globe, à une altitude de périgée égale au maximum à sensiblement 27000 km, ladite orbite ayant une inclinaison sensiblement égale à 63,4", et une ellipticité élevée choisie de manière à produire des angles d'élévation élevés sur chacune desdites régions ainsi qu'un comportement quasigéostationnaire pendant la partie active de leur orbite. Selon un premier mode de réalisation, les satellites sont au nombre de cinq et sont répartis sur l'orbite elliptique avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures, de manière à produire seize heures consécutives de service par jour sur chacune desdites régions. Selon un mode de réalisation préféré, les satellites sont au nombre de six et sont répartis sur l'orbite elliptique avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire un service continu sur chacune desdites régions. L'altitude d'apogée peut être sensiblement égale à 26800 km. L'altitude de périgée peut être sensiblement égale à 1000 km. L'argument du périgée peut être sensiblement égal à 270". Le rapport du zooming entre deux satellites est avantageusement inférieur à 1,5 et de préférence sensiblement égal à 1,32. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description, donnée à titre d'exemple non limitatif, en liaison avec les dessins qui représentent - la figure 1, les traces au sol sur l'ensemble du globe d'un réseau de six satellites selon un mode préféré de l'invention, - la figure 2, les contours d'iso-élévation du réseau de satellites de la figure 1 sur les trois zones de réception, à savoir, l'Amérique du Nord, l'Europe et l'Extrême Orient, - la figure 3, les contours d'iso-élévation sur l'Europe, - la figure 4, les contours d'iso-élévation au-dessus de l'Extrême Orient, - la figure 5, les contours d'iso-élévation sur l'Amérique du Nord, - la figure 6, les pertes par zooming en fonction du rapport de zooming, - la figure 7, le gain de l'antenne du satellite exprimé en dB par rapport à la surface couverte, - la f-igure 8, les courbes d'iso-flux d'émission à -3 dB et -5 dB de gain à l'apogée pour l'Europe, - la figure 9, les courbes d'iso-flux à -3 dB et -5 dB de gain à l'apogée pour l'Extrême Orient, - la figure 10, les courbes d'iso-flux à 3 dB et -5 dB de gain à l'apogée pour l'Amérique du Nord, - les figures 11 à 20, la trace au sol du satellite pendant la durée de service des quatre heures pour une antenne plane polaire de réception, respectivement dans les villes de Madrid, Oslo, Athènes, Amsterdam, Tokyo, Séoul, Pékin, Vancouver, San Francisco, et New-York. L'invention concerne un réseau de satellites disposés sur des orbites elliptiques égales à huit heures et selon un certain nombre de paramètres permettant d'obtenir les résultats mentionnés cidessus. Un orbite hyperelliptique de période 8 heures permet d'obtenir trois boucles d'apogée qui permettent de définir trois régions de service avec une altitude de satellite de l'ordre de 27000 km.Comme il apparaîtra à la suite de la description, trois grandes régions, à savoir l'Europe de l'Ouest, le Japon, la Corée ainsi que la majeure partie de l'Amérique du Nord peuvent être desservies avec des angles d'élévation supérieurs à 50". A titre indicatif, par comparaison avec un projet tel qu'ARCHIMEDES utilisant des orbites de type MOLNYA, le nombre de satellites est égal à cinq ou bien à six au lieu de quatre, mais le nombre de zones desservies est égal à trois au lieu de une. Si on considère en outre l'altitude d'apogée qui est beaucoup plus faible, la puissance d'émission requise est diminuée d'un facteur 2,5. Le coût unitaire d'un satellite et de son lancement est plus faible qu'avec le projet ARCHIMEDES, et en outre les frais de mise en orbite pourraient être répartis entre les utilisateurs des trois zones principales de desserte. Une étude générale consacrée à différentes possibilités de réseau de satellites multiples mettant en oeuvre des orbites non géostationnaires peut être trouvé dans les rapports de la deuxième conférence européenne sur les communications satellites ESA SP-32 octobre 1991, dans une communication de G.PERROTTA intitulée "A comparison Between Low-Circular and Elliptical Inclined Orbits for Small Satellites Applications". I1 ressort de cette communication que la mise en oeuvre d'orbites elliptiques de durée de révolution 8 heures ne serait pas intéressante. L'idée de base de l'invention est précisément d'utiliser des satellites présentant une durée de révolution de 8 heures pour former un réseau de satellites de communication destiné à réaliser des systèmes de communication multirégionaux qui soient utilisables en pratique de manière économiquement viables et mettant en oeuvre en particulier un nombre minimal de satellites tout en assurant une élévation optimale. Selon l'invention, une période orbitale de 8 heures et l'excentricité de l'orbite sont sélectionnées de telle sorte que la couverture d'un large territoire avec un angle d'élévation élevé puisse être obtenues de manière continue (24 heures/24) avec un nombre minimum de satellites mis en orbite (5+1) dans trois zones géographiques dont les longitudes sont espacées de 120 autour de l'Equateur (Europe, Extrême Orient, Amérique du Nord). Pour éviter que l'altitude de périgée ne soit affectée par les couches atmosphériques supérieures, l'altitude de périgée est de préférence choisie égale ou supérieure à 1000 km. Comme le montre la figure 1, chaque vaisseau spatial ou satellite est opérationnel pendant une durée de quatre heures dans chacune de ses trois boucles d'apogée au-dessus des trois régions de service. Chaque satellite est relayé sur la même orbite au bout de quatre heures par le satellite suivant.Plus particulièrement, la figure 1 représente les traces au sol de l'orbite unique sur lesquelles sont disposés les six satellites numérotés de 1 à 6, le premier satellite étant représenté à une altitude d'apogée au-dessus de l'Europe, le satellite n 2 qui le suit à un intervalle de quatre heures est représenté à son périgée au-dessus du Pacifique Sud à l'Ouest de l'Amérique du Sud, le satellite 3 à son apogée au-dessus de l'Extrême Orient, le satellite 4 à son périgée au-dessus de l'Atlantique Sud, le satellite 5 à son apogée au-dessus de l'Amérique du Nord et le satellite 6 à son périgée audessus du Sud de l'Australie. Le choix de l'inclinaison de l'orbite est effectué de manière à permettre de minimiser le besoin en carburant pour des manoeuvres de maintien en orbite. L'inclinaison d'orbite stable de 63,45 est ici choisie. On remarquera qu'il serait possible d'augmenter l'angle d'élévation dans les régions desservies par le satellite en diminuant faiblement la valeur de cette inclinaison, mais il en résulterait des besoins grandement accrus en carburant pour contrecarrer la dérive de l'argument du périgée due à l'aplatissement de la terre (effet J2). Une telle dérive de l'argument du périgée devrait être effectivement évitée en raison du fait que la valeur de l'argument du périgée est déterminante pour l'optimisation de la surface couverte dans les trois zones de services. Une valeur optimale de l'argument du périgée est de 270". Les paramètres optimaux du réseau de satellites sont donnés dans les tableaux ci-dessus. nombre de satellites : 6 (5+1) altitude-d'apogée : 26800 km altitude de périgée : 1000 km période orbitale : 8 heures inclinaison : 63,435 argument du périgée : 270 période utile pour une orbite : 4 heures Conditions de relayage de satellite en visibilité à 20500 km d'altitude. noeud ascendant : + 60 anomalie moyenne : + 1800. Un tel réseau multirégional de satellites de radiodiffusion mettant en oeuvre six satellites permet à un utilisateur de recevoir des signaux de radiophonie avec une élévation meilleure que 50 au-dessus de l'Europe, de l'Asie du Sud-Est et de la majeure partie du continent Nord-Américain. Les courbes à angle d'élévation égal dans ces trois régions sont représentées aux figures 2 à 5. La figure 2 représente les courbes de régions du sol présentant des angles d'élévation de 40 , 50 et 60 dans les trois régions desservies par les réseaux de satellites. La figure 3 représente les courbes correspondant aux élévations de 50 , 60 , 65" au-dessus de l'Europe. La figure 4 représente les courbes d'élévation de 40 , 50 , 55" et 60 au-dessus de l'Asie du Sud-Est. La figure 5 représente les courbes d'élévation 40 , 50 , 60 au-dessus du continent Nord Américain. Les courbes des figures 2 à 5 ont été obtenues en superposant des courbes de couverture 50 d'élévation à l'apogée et aux points de recoupement entre satellites. Les courbes correspondant à une élévation de 40 montrent des zones de population importantes à Taïwan, Hong-Kong, et sur la côte Est des Etats-Unis. Chacun des satellites 1 à 6 couvre les trois régions de services au même temps local, mais ce temps dérive lentement au cours de l'année en raison de la dérive sidérale. Cette dérive annuelle est égale à environ 4 mn. Cette caractéristique a des conséquences en ce qui concerne la stratégie de remplacement des satellites ainsi que des performances et la durée de vie du système qui sont inter-dépendantes. Cinq satellites correctement synchronisés et décalés les uns par rapport aux autres de 4 heures sur l'orbite, et définissant un "train" de satellites espacés de quatre intervalles de 4 heures entre satellites, et un intervalle de carence de 8 heures, sont capables d'assurer une continuité de service sur les trois zones entre 8 heures du matin et Minuit, heure locale. L'intervalle de 8 heures entre le cinquieme satellite et le premier satellite est choisi pour correspondre aux heures de nuit pendant lesquelles l'interruption du service est acceptable. En raison de la dérive du temps local du passage à l'apogée, une manoeuvre de resynchronisation des cinq satellites est nécessaire tous les trois mois environ de manière à recaler le service sur le temps local désiré.Ceci introduit une diminution de la durée de vie du système en raison de la nécessité de prévoir du carburant sur le vaisseau spatial en orbite pour réaliser cette manoeuvre. En mettant en oeuvre un réseau de six satellites espacés de quatre heures sur l'orbite, on obtient un service continu de 24h/24h, en évitant pour pénalité la durée de vie des satellites étant donné qu'une manoeuvre de resynchronisation n'est pas nécessaire. En outre, le système est relativement redondant, car il tolère la défaillance d'un satellite. La conception des satellites est déterminée par les capacités - des lanceurs, ce qui fait que le système selon l'invention présente un avantage très important par rapport au système hyperelliptique connu de type MOLNYA ou TOUNDRA en raison de l'altitude d'apogée qui est nettement plus faible. On estime, en première approximation, que le gain de poids sur un satellite est d'environ de 150 à 300 kg. L'altitude d'apogée relativement faible permet également de diminuer la puissance émise par le satellite, les pertes dues au trajet pour une fréquence de 1,5 GHz étant en effet inférieures de 4 dB à celles d'un satellite sur orbite du type MOLNYA et à 5 dB à celles d'un satellite sur une orbite TOUNDRA le long de la direction du nadir. On comprendra donc que le système selon l'invention permet des économies tant du point de vue du poids embarqué sur le satellite que de la puissance requise pour réaliser des émissions dans des conditions satisfaisantes. Chaque zone de service est délimitée par l'élévation minimale garantie (40 ), la couverture de l'antenne du satellite et la puissance disponible au bord du vaisseau spatial. Un compromis optimal entre la zone de couverture et la marge d'évanouissement du signal conduit à sélectionner une région de service pour laquelle l'angle d'élévation minimal garanti est en fait à tout instant au moins égal à 50". Comme indiqué ci-dessus, l'angle d'élévation de 50 ne peut être obtenu par un satellite géostationnaire que dans des régions de faible latitude (inférieure à 30 ). L'angle d'élévation de 50 permet d'éviter la plupart des obstacles obstruant la ligne de visibilité du satellite. Ceci permet de minimiser les marges de recouvrement entre satellites. Comme le montre le paragraphe ci-dessus, les contours d'iso-élévation correspondant à 50 , incluent la totalité de l'Europe dans la région de service n"l, la totalité de l'Extrême Orient dans la zone n"2, et la plus grande partie du continent Nord-Américain dans la zone de service n"3. L'antenne du satellite est dimensionnée en fonction des exigences des trois zones de service, de manière à équilibrer en moyenne les contours d'élévation de 50 et la couverture des régions les plus densément peuplées. Il est possible de mettre en oeuvre sur le satellite une antenne très simple assurant la faisabilité du système avec un vaisseau spatial d'un coût raisonnable. Il est en particulier possible d'utiliser les mêmes réflecteurs à simple faisceau pour desservir les trois zones de service. Il est cependant possible de mettre en oeuvre des systèmes d'antenne plus élaborés. En effet, une antenne multifaisceaux peut étendre la région de service utile jusque dans les régions ayant des satellites visibles avec une élévation de 40 , ce qui est particulièrement intéressant pour la côte Est des Etats-Unis. Une bonne optimisation entre les contours d'iso-élévation à l'apogée et de diagramme d'antenne est obtenue en mettant en oeuvre une antenne pourvue d'un réflecteur de 2 m de diamètre et présentant à la fréquence de 1,5 GHz une divergence de faisceau de 7" à demi-puissance. Lorsque le satellite parcourt son arc opérationnel situé autour de l'apogée de l'orbite, on suppose que le faisceau de l'antenne pointe constamment en direction d'un point de référence de la surface terrestre. Le gain de l'antenne est d'environ 25,5 dBi. Une caractéristique importante des systèmes non géostationnaires est l'altitude variable qui provoque un "zooming" de la trace dans la zone de service. Le système selon l'invention permet de combattre cet effet étant donné qu'il est calibré à l'apogée et que l'altitude plus basse à laquelle se produit le recouvrement ("handover") entre satellites permet justement de combattre les effets de zooming. On se reportera pour cela à la figure 6 qui présente, en ordonnée, les pertes par zooming ZL exprimées en dB en fonction du rapport de zooming ZR. Le rapport de zooming est défini comme étant l'altitude à l'apogée divisée par l'altitude au moment du recouvrement. Un satellite ayant une durée de service sur orbite de 4 heures, l'altitude en recouvrement est l'altitude du satellite deux heures avant ou après son apogée. Pour une orbite de 8 heures et une altitude d'apogée de 27000 km, l'altitude au recouvrement est de 20500 km, soit un rapport de zooming de 1,32. Ce rapport de 1,32 correspond au maximum de la courbe de la figure 6. On voit que l'effet de zooming ne produit aucune perte de niveau de signal et on constate même un léger gain puisque la courbe, à son début, est légèrement ascendante à partir du point 0 dB. Pour une altitude d'apogée de 26800 km, le rapport de zooming est de 1,34, ce qui est extrêmement proche du maximum. En fait, les pertes par zooming ne sont pas considérées comme significatives tant que le rapport de zooming ZR ne dépasse pas 1,5, ce qui correspond à une perte par zooming ZL d'environ 1 dB. La figure 7 représente la perte de gain de l'antenne embarquée en fonction de la demi-largeur du faisceau, c'est-à-dire de l'angle de dépointage DEP exprimé en degrés. Le point de fonctionnement correspond à une perte de -3 dB et à un angle de dépointage de 3,5 et à un angle d'ouverture du faisceau de 7". Un point H produisant une perte de -5 dB correspond à un angle de 9". Les figures 8 à 10 représentent les courbes d'iso-gain à -3 dB à l'apogée dans les régions de service. Les contours en pointillés correspondent aux iso-gains à - 5 dB aux deux points de recouvrement entre satellites. Les figures 8 à 10 montrent que les contours à -3 dB à l'apogée et le contour à -5 dB au recouvrement coïncident approximativement, ce qui permet de définir une région de couverture commune pour l'iso-gain à -3 dB à l'apogée pour l'iso-gain à -5 dB au recouvrement. Si on considère maintenant que la distance moyenne de la surface terrestre au voisinage de l'apogée est de l'ordre de 27000 km et de 21000 km au recouvrement, il existe une différence de marche d'environ 6000 km entre ces deux points, ce qui correspond approximativement à une différence d'environ 2 dB.De ce fait, l'iso-gain au recouvrement à - 5 dB et l'iso-gain à l'apogée à -3 dB, et qui correspondent à des régions de couverture approximativement égales, correspondent également à une densité (pfd) de flux de puissance émis approximativement identiques. En d'autres termes, les figures 8 à 10 montrent qu'en prenant en considération les valeurs d'inclinaison moyenne, la perte de gain due à l'effet de zooming de l'antenne au recouvrement est compensée par la diminution de la perte de signal due à l'altitude plus faible des satellites au recouvrement. C'est ce qui explique l'allure de la courbe représentée à la figure 6. Il résulte des considérations ci-dessus l'avantage important que tous les dimensionnements du système peuvent être effectués au point d'apogée sans perte de généralité. Il suffit donc de définir la région de service comme la région où, quelle que soit la position des satellites dans une configuration à six satellites, un utilisateur reçoive 24 heures par jour une densité de flux de puissance (pfd) minimale garantie avec une élévation minimale garantie. Ces régions sont celles indiquées en ligne continue aux figures 8 à 10. Du point de vue de l'utilisateur, le récepteur comporte une antenne de réception, une partie radiofréquence, un démodulateur de bande de base et un décodeur de signal. L'antenne de réception doit être simple et ne doit pas comporter de système de suivi de satellite tout en satisfaisant aux critères de visibilité du satellite. Elle doit pouvoir être facilement logée dans des récepteurs portables et mobiles. Le cahier des charges de l'antenne de réception a été défini en analysant les variations d'azimuts et d'élévation dans certains points tests situés dans les trois zones de service. Les résultats sont montrés aux figures ll à 20. Ces figures montrent les courbes polaires de la trace du satellite dans le plan de l'antenne. On considère que le plan de l'antenne coïncide avec le plan horizontal local. Le centre des courbes polaires correspond à une élévation de 90". Les cercles concentriques correspondent aux points de même élévation. Chacune des courbes tracées correspond à la région utile de la trace au sol des satellites, c'està-dire les régions comprises entre les deux points de recouvrement.A Madrid (figure 11) l'élévation est comprise entre 55 et 75" environ, à Oslo (figure 12) l'élévation est comprise entre 50 et 80 , à Athènes, l'élévation est comprise entre environ 55. et un peu plus de 70 , à Amsterdam (figure 14), l'élévation est comprise entre environ 65 et environ 78 , à Tokyo (figure 15) l'élévation est comprise entre environ 55 et 68 , à Séoul l'élévation est comprise entre environ 58 et 65 , à Pékin (figure 17) l'élévation est comprise entre environ 55 et 73 , à Vancouver (figure 18) l'élévation est comprise entre environ 60 et 85", à San Francisco (figure 19), l'élévation est comprise entre environ 58 et 65 , et à New-York (figure 20) l'élévation est comprise entre environ 45 et 72". On peut déduire des figures 11 à 20 qu'une antenne permettant la couverture de l'hémisphère Nord peut présenter un diagramme d'azimuts omnidirectionnel et une ouverture à -3" d'environ 90 et peut être utilisée dans chacune des trois zones de service, y compris celles ayant des satellites à une visibilité sous un faible angle d'élévation (40 ). Une antenne ayant les caractéristiques cidessus est susceptible de produire un gain maximum de 5,5 dBi à 1,5 GHz. En raison de la symétrie d'azimut et la largeur d'ouverture, cette antenne peut également accepter des mouvements dans le plan horizontal qui sont typiques des récepteurs mobiles et portables. On considère que des pertes produites par des mouvements de l'antenne du satellite dans son plan correspondent à des pertes additionnelles d'environ 2,5 dB. En estimant les pertes par effet d'ombrage à 3 dB, ceci correspond à une couverture possible à 99,9% en zone rurale pour des angles d'élévation supérieurs à 40O. REVENDICATIONS 1) Procédé pour former un réseau de satellites de communication, notamment de radiodiffusion, et comportant une étape de mise sur orbite elliptique une pluralité de satellites de communication, caractérisé en ce que ladite étape consiste à répartir lesdits satellites sur une même orbite elliptique de période 8 heures et présentant par période de 24 heures, trois apogées situées sur trois régions prédéterminées du globe, à une altitude égale au maximum à sensiblement 27000 km, ladite orbite ayant un angle d'inclinaison sensiblement égal à 63,4", et une ellipticité élevée choisie de manière à produire des angles d'élévation élevés sur chacun desdits régions ainsi qu'un comportement quasi-géostationnaire pendant la partie active de leur orbite. 2) Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les satellites sont au nombre de cinq et en ce que l'étape de mise sur orbite consiste à répartir les cinq satellites sur l'orbite avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire seize heures consécutives de service par jour sur chacune desdites régions. 3) Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les satellites sont au nombre de six et en ce que l'étape de mise sur orbite consiste à répartir les six satellites avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire un service continu sur chacune desdites régions pendant 24 heures sur 24. 4) Procédé selon une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'altitude d'apogée est sensiblement égale à 26800 km. 5) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'altitude de périgée est sensiblement égale à 1000 km. 6) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport de zooming entre deux satellites est inférieur à 1,5 et de préférence égal à sensiblement 1,32. 7) Procédé selon une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'argument du périgée de l'orbite est sensiblement égal à 270". 8) Réseau de satellites de communication, notamment de radiodiffusion, sur orbite elliptique, caractérisé en ce que les satellites sont au nombre soit de cinq, soit de six et sont répartis sur une même orbite elliptique de période 8 heures et présentant par période de 24 heures, trois apogées situées sur trois régions prédéterminées du globe, ladite orbite ayant une inclinaison sensiblement égale à 63,4", et une ellipticité élevée choisie de manière à produire des angles d'élévation élevés sur chacune desdites régions ainsi qu'un comportement quasi-géostationnaire pendant la partie active de leur orbite. 9) Réseau de satellites selon la revendication 8, caractérisé en ce que les satellites sont au nombre de cinq et sont répartis sur l'orbite elliptique de manière à produire 16 heures consécutives de service par jour sur chacune desdites régions. 10) Réseau de satellites selon la revendication 8, caractérisé en ce que les satellites sont au nombre de six et sont répartis sur l'orbite elliptique avec un décalage temporel sensiblement égal à quatre heures de manière à produire un service continu sur chacune desdites régions. 11) Réseau de satellites selon une des revendications 8 à 10, caractérisé en ce que l'altitude d'apogée est sensiblement égale à 26800 km. 12) Réseau de satellites selon une des revendications 8 à 11, caractérisé en ce que l'altitude de périgée est sensiblement égale à 1000 km. 13) Réseau de satellites selon une des revendications 8 à 12, caractérise en ce que l'argument de périgée est sensiblement égal à 270". 14) Réseau de satellites selon une des revendications 8 à 13, caractérisé en ce que le rapport de zooming entre deux satellites est inférieur à 1,5 et de préférence sensiblement égal à 1,32.