FR 2727934 A1 19960614 FR 9414769 A 19941208 L'invention concerne notamment mais pas exclusivement le copositionnement de plusieurs satellites géostationnaires. Comme on le sait, un satellite géostationnaire est un satellite placé sur une orbite terrestre telle que normalement (sous réserve d'un bon fonctionnement de son système de contrôle d'attitude et d'orbite), il reste en permanence à la verticale d'une même zone du sol terrestre. Une seule orbite répond à cette condition (la vitesse angulaire du satellite autour du centre de la Terre doit être égale à la vitesse angulaire de rotation de la Terre et cette orbite doit se trouver dans le plan équatorial) : on l'appelle orbite géostationnaire et son altitude est de l'ordre de 36000 km. Les satellites géostationnaires ont un grand intérêt pratique notamment dans le domaine des télécommunications (téléphone et émission de programmes télévisés notamment) : des satellites minimisent en effet les infrastructures de télécommunications à prévoir au sol et permettent de s'affranchir des particularités géographiques (montagnes par exemple) susceptibles de gêner des télécommunications au ras du sol. Compte tenu de leur grand intérêt pratique et de l'unicité de l'orbite géostationnaire, on a commencé à attribuer à chaque satellite des emplacements individuels de plus en plus petits sur cette orbite. On en est actuellement à environ 700 satellites géostationnaires (ce qui correspond à environ un satellite par demi-degré). Des efforts ont été déployés pour garantir que les satellites géostationnaires puissent être éjectés sur une orbite plus élevée en fin de vie (cela a nécessité de pouvoir suivre la consommation d'ergols en sorte de pouvoir détecter de la manière la plus précise possible le moment où la quantité d'ergols résiduels est juste suffisante pour l'éjection du satellite hors de l'orbite géostationnaire). Toutefois, l'existence de satellites anciens qui sont encore en orbite géostationnaire bien qu'ayant dépassé leur durée de vie utile (rien n'était alors prévu pour garantir une telle éjection), la tendance des opérateurs de satellites à avoir une durée utile en service de plus en plus longue (on recherche actuellement des durée utiles en service de l'ordre de 10 ans), l'existence d'une forte demande en emplacements sur l'orbite géostationnaire, le fait que tous les emplacements de l'orbite géostationnaire ne présentent pas le même intérêt (les emplacements au-dessus des océans, notamment l'Océan Pacifique, présentent moins d'intérêt que les emplacements des terres) et la réticence de certains opérateurs à fournir des émissions à partir de satellites sensiblement éloignés des clients doivent alors disposer au sol soit de plusieurs paraboles fixes pointées chacune vers l'un des satellites concernés, soit de paraboles motorisées et complexes adaptées à changer de direction de pointage (N.B. : en pratique à ces différences de direction de pointage s'ajoutent des différences de traitement de signal), et enfin la préférence qu'il peut y avoir à avoir plusieurs petits satellites plutôt qu'un seul gros satellite font qu'on s'oriente de plus en plus vers l'acceptation par l'autorité internationale chargée de l'allocation des emplacements de l'orbite géostationnaire (WARC) que plusieurs satellites se trouvent au même emplacement. On dit que ces satellites sont copositionnés (dans la suite on ne se préoccupera pas des questions relatives aux fréquences allouées aux satellites, lesquelles doivent bien sûr ne pas interférer pour garantir ainsi la bonne qualité des échanges avec le sol (dans les deux sens sol-satellite et satellite-sol). I1 est important de comprendre qu'un tel copositionnement soulève des difficultés pratiques très importantes. En particulier, il est essentiel d'éviter toute collision, ce qui pourrait à terme conduire à une pollution de l'orbite par les débris. On comprend qu'un tel copositionnement implique donc une surveillance des positions respectives des satellites copositionnés. Cette surveillance est généralement effectuée au sol à partir d'informations reçue de chacun des satellites et il faut généralement environ 24 h avant d'avoir une première estimation et 48 h avant d'avoir ces informations précises sur les orbites réelles et par conséquence sur la position relative des satellites. Ces délais nécessitent de prévoir des marges substantielles dans la détermination de la stratégie. I1 est bien sûr préférable de procéder à une mesure de copositionnement directe de la distance entre satellites. Divers documents ont déjà abordé ce sujet - "Intersatellite tracking for co-location" de BAETZ, SOOP et SOOPA paru dans ESA Journal 1994, Vol 8 : cette solution consiste à mesurer la distance relative entre deux satellites à partir du temps nécessaire à une porteuse émise par l'un des satellites pour faire un aller-retour avec une amplification et une répétition du signal par l'autre satellite. Cela nécessite l'activation d'un système d'émission/réception sur chacun des satellites. - US-4.375.697 et US-44.494.211 : ces documents font intervenir des échanges de signaux grâce à des antennes prévues sur les divers satellites considérés et qui doivent rester en regard les unes des autres ; cela suppose donc de maintenir les satellites en des positions relatives fixes. - FR-2.569.838 ; FR-2.602.057 ; FR-2.688.613 ; FR-2.604.796 et FR-2.672.690 : ces documents, qui se placent dans le cas d'un chasseur visant une cible, font intervenir des mesures optiques, avec le plus souvent des mesures de tailles apparentes ; ici encore il y a l'obligation d'un pointage de l'un des véhicules vers l'autre. On constate en conséquence que la mesure directe de distance entre véhicules, selon les solutions connues, implique soit la coopération d'éléments complémentaires sur chacun des véhicules concernés, soit le maintien d'une orientation relative prédéterminée entre ces derniers. De plus, les moyens spécifiques nécessaires à ces mesures sont complexes et volumineux. En tout état de cause aucun de ces documents ne se préoccupe de surveiller l'espace entourant un satellite. Aucun de ces documents ne propose donc une solution au problème suivant qui est celui de l'invention - permettre à un satellite géostationnaire stabilisé 3-axes de surveiller son espace environnant en vue notamment de pouvoir, rapidement, détecter et surveiller l'approche d'un autre corps, connu ou non, par exemple un autre satellite géostationnaire avec lequel il pourrait avoir été copositionné sans qu'il y ait de coopération régulière entre eux, - sans induire de perturbation notable de la mission nominale du satellite considéré, - sans générer pour ce satellite ni modifications sensibles, ni supplément de poids ou d'encombrement notables, ni sources importantes de pannes, ni consommation importante de puissance, par référence à ce qui est requis pour l'accomplissement par le satellite de sa fonction nominale, en particulier sans nécessiter l'implantation de pièces mobiles additionnelles. I1 est à noter qu'il est envisagé dans l'objet de l'invention que l'autre corps puisse ne pas être connu (il peut s'agir de l'un quelconque d'un groupe de satellites qui pourraient être copositionnés avec le satellite considéré, voire éventuellement un corps céleste non artificiel) ; la solution recherchée doit donc pouvoir fonctionner même en l'absence de toute coopération dudit autre corps ; en particulier la solution recherchée doit pouvoir fonctionner même avec des satellites antérieurs au satellite considéré, voire déjà existants. Cela n'empêche pas que selon l'invention, on puisse procéder à des aménagements dudit autre corps lorsque cela est possible (cas d'un satellite encore au sol). Pour répondre à cet objectif, l'invention se fonde sur le principe du radar. En fait l'usage d'un radar sur un véhicule spatial a déjà été proposé (voir US-3.888.122) mais essentiellement pour des mesures d'altitude (altimètres radar), c'est-à-dire pour des mesures de distance selon des directions prédéterminées approximativement fixes, sensiblement selon la verticale locale.Une vague mention d'un détecteur radar apparaît par ailleurs dans le document US-4.375.697 précité mais, outre qu'aucune information précise n'est donnée à propos ni de sa structure, ni de son implantation, ni de son fonctionnement, il faut noter que ce détecteur radar n'intervient que dans un contexte très particulier (apparemment sans mesure de distance) , qui est celui du positionnement préalable relatif d'un lot de satellites devant chacun rester ensuite pointé vers un satellite central, dans une configuration globale bien précise, pour une mission commune (tous les satellites du lot sont donc en collaboration et parfaitement identifiés, connus, et conçus chacun en fonction de l'autre puisqu'en particulier à chaque satellite périphérique correspond une antenne fixe sur le satellite central, qui doit donc avoir été conçu en consé quence) Un autre type de configuration sensiblement fixe d'un lot de satellites ayant une mission commune est proposé dans le document FR-2.539.102 qui prévoit de disposer d'un satellite centralisateur" à l'écart des autres satellites pour faciliter les échanges entre ce satellite "centralisa teur et les autres, sans avoir les inconvénients inhérents à l'utilisation d'une antenne devant être capable de tourner sur 3600. On appréciera ainsi que l'état de la technique ne se préoccupe pas de surveiller l'espace entourant un satellite puisqu'il implique toujours des conditions sur chacun des véhicules dont on veut mesurer la distance (notamment du point de vue orientations relatives), que lorsqu'il est envisagé de faire tourner une antenne, c'est pour repousser cette idée comme étant complexe et que lorsqu'un radar est mentionné pour autre chose que des mesures d'altitude, c'est de manière tout à fait vague et incertaine. L'état de la technique ne contient donc pas de solution satisfaisante au problème énoncé précédemment. L' invention propose un satellite géostationnaire comportant un corps stabilisé 3-axes incluant un calculateur de bord et au moins une aile de générateur solaire s'étendant selon une direction longitudinale à partir du corps en étant relié à ce corps par un système d'entraînement commandé par le calculateur de bord et adapté à faire tourner ladite aile au moins autour de cet axe longitudinal, ce satellite comportant en outre un dispositif statique de surveillance radar comportant au moins une antenne formée de motifs élémentaires plans rayonnants et adapté à scruter une partie au moins de l'espace entourant le corps de satellite. On appréciera que l'utilisation d'antennes formées de motifs élémentaires plans rayonnants (ce qui permet d'utiliser la technologie des circuits imprimés) conduit à un faible coût, un faible encombrement et une grande facilité d'implantation (cette technologie est parfois appelée, en anglais, patched antenna technology). Il faut entendre ici par dispositif statique un dispositif sans pièce spécifique mobile par rapport au reste du dispositif. Cela n'empêche pas, comme on va le voir, que ce dispositif puisse tirer profit de l'existence au sein du satellite de surfaces mobiles par rapport au corps (sur générateur solaire par exemple). En variante toutefois, il est envisageable de prévoir sur des faces du corps des matrices de motifs élémentaires plans rayonnants pour lesquelles on sait générer électroniquement un balayage. Selon des enseignements préférés de l'invention, éventuellement combinés - le dispositif statique de surveillance radar comporte des rangées de motifs élémentaires plans rayonnants implantées à plat sur une portion de l'aile, sur une face de l'aile qui est opposée à la face munie de cellules solaires, - le dispositif statique de surveillance radar comporte une carte électronique portée par cette aile, - cette carte électronique est implantée dans l'épaisseur de l'aile, - ces rangées sont disposées transversalement à l'axe longitudinal, - l'aile est formée de plusieurs panneaux articulés les uns sur les autres autour d'axes transversaux de déploiement et le dispositif statique de surveillance radar comporte une première rangée de motifs élémentaires plans rayonnants longeant un bord transversal de l'un des panneaux et une seconde rangée de motifs élémentaires plans rayonnants longeant l'autre bord transversal dudit panneau, - l'une des rangées est destinée à l'émission et l'autre des rangées est destinée à la réception d'échos, - le dispositif statique de surveillance radar comporte une carte électronique implantée dans l'épaisseur dudit panneau, - le dispositif statique de surveillance radar fonctionne dans la bande C de fréquences, - le dispositif statique est au moins en partie implanté sur le corps du satellite. I1 est facile d'intégrer une carte électronique dans l'épaisseur d'un panneau solaire (les cellules solaires y sont collées sur un panneau en nid d'abeilles typiquement de 1 à 2 centimètres d'épaisseur. 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 partielle d'un satellite muni d'un dispositif statique de surveillance radar, - la figure 2 est une vue partielle agrandie du détail II de la figure 1, - la figure 3 est un schéma montrant la forme approximative du champ de vue du dispositif statique de surveillance radar dans un plan perpendiculaire à l'aile de générateur solaire portant le dispositif et passant par l'axe longitudinal de celui-ci, - la figure 4 est un schéma similaire, mais dans un plan transversal perpendiculaire à ladite aile, - la figure 5 est une vue schématique de l'espace montrant deux satellites copositionnés et munis de dispositifs respectifs similaires adaptés chacun à détecter la présence de l'autre satellite, - la figure 6 est une vue schématique analogue, avec des dispositifs de types différents, - la figure 7 est un schéma fonctionnel avec matrice de motifs plans rayonnants, et - la figure 8 est une vue schématique d'une configuration avec matrices de motifs rayonnants. La figure 1 représente de manière partielle et schématique un satellite géostationnaire comportant un corps 10 et au moins une aile de générateur solaire 20. Le corps 10 est stabilisé selon trois axes de référence liés à ce corps, à savoir un axe de tangage Y perpendiculaire au plan de l'orbite et classiquement orienté vers le SUD, un axe de roulis X tangent à l'orbite et de même sens que la vitesse locale de parcours de l'orbite (cet axe est ici représenté coplanaire à l'aile 20, ce qui n'est bien sûr qu'un cas particulier), et un axe de lacet Z orienté vers la Terre (ici perpendiculaire au plan de la feuille). Ce corps 10 comporte au moins un calculateur de bord 11 et des capteurs, des actionneurs et des antennes (non représentés) propres à participer au contrôle d'attitude et d'orbite du corps et à décharger des données ou instructions avec le sol. L'aile 20 s'étend selon une direction longitudinale qui est classiquement parallèle à l'axe de tangage. Elle est reliée au corps par un mécanisme d'entraînement 21 adapté, sous le contrôle du calculateur, à commander en rotation cette aile autour de son axe longitudinal de manière qu'une face de l'aile, qui est recouverte d'un réseau bidimensionnel de cellules solaires 25 reste normalement au moins approximativement en regard du Soleil quelle que soit la position du satellite sur son orbite. Selon l'invention, ce satellite comporte en outre un dispositif statique 30 de surveillance radar comportant (voir la figure 2) une ou plusieurs antenne(s) formée(s) de motifs élémentaires plans rayonnants 31. Comme on va le voir, ce dispositif 30 est adapté à scruter une partie au moins de l'espace entourant le corps de satellite. Ainsi que cela est représenté à titre d'exemple ce dispositif 30 comporte avantageusement deux antennes 32 et 33, formée de rangées de motifs 31, ces antennes étant de préférence implantées à plat sur le générateur solaire. Le dispositif 30 comporte en outre une carte électronique 34 assurant tous les traitements de signaux usuels et connectée aux antennes 32 et 33. Cette carte est de préférence, elle aussi, implantée sur le générateur solaire par exemple dans l'épaisseur de celui-ci. I1 en découle une grande simplicité d'implantation électrique puisque tous les signaux RF, dont la circulation nécessite pour la bande C, des câbles coaxiaux non compatibles actuellement avec des contacts tournants, ne circulent que sur de courtes distances, tandis que seuls des signaux électriques ont à transiter par la mécanisme d'entraînement, ce que l'homme de l'art sait bien faire. L'aile 20 est ici formée, de façon classique, d'une succession longitudinale de panneaux 22, 23, etc... articulés autour d'axes transversaux. C'est de préférence sur un même panneau que sont implantées les antennes 33 et 33 et la carte 34. I1 s'agit de préférence du premier panneau 22, c'est-à-dire du panneau de l'aile considérée qui est le plus proche du corps. Les deux antennes 32 et 33 sont respectivement consacrées à l'émission et à la réception. Chaque antenne 32 ou 33 est ici formée d'une seule rangée de motifs 31, de préférence disposée transversalement à l'axe longitudinal Y-Y de l'aile. Ces rangées présentent avantageusement un espacement notable entre elles par exemple au moins 70 cm pour assurer un bon découplage électromagnétique ; dans l'exemple représenté, ces rangées longent les bords transversaux opposés du panneau 22. Les cellules solaires 25 sont ici du côté de l'aile qui est opposée à la face portant les motifs 31 des antennes. Les figures 3 et 4 montrent schématiquement la forme des faisceaux des antennes 32 et 33. Compte tenu de ce que les antennes sont des rangées transversales de motifs, leurs faisceaux F1 et F2, qui se superposent pour une bonne partie, sont très ouverts selon l'axe longitudinal Y-Y (à peu près 1600) et très étroits transversalement (environ 10). On constate qu'ainsi une rotation de l'aile sur un tour autour de son axe longitudinal conduit à une scrutation à peu près complète de l'espace environnant du satellite, sur une distance d (ou portée) qui dépend des caractéristiques des antennes (et aussi bien sûr de la signature radar du corps à détecter, c'est-à-dire de sa capacité à renvoyer des échos). Les antennes 22 et 23 travaillent de préférence dans la bande C (4,2 - 4,4 GHz), ce qui a notamment pour avantage de correspondre à du matériel existant notamment dans le domaine aéronautique. La portée d peut alors être estimée à environ 10 km avec une puissance d'entrée de 1 W si il est possible d'améliorer la signature radar des corps à détecter, notamment grâce à l'implantation de rétroréflecteurs (dispositifs strictement passifs et peu lourds (diamètre typiquement égal à 20 cm)) sur les faces de l'autre satellite que l'on veut surveiller. D'autres bandes de fréquences sont bien sûr possibles, par exemple typiquement entre 1 et 100 GHz, voire moins (par exemple S, Ku, X, etc.). De manière préférée, lorsque le satellite comporte deux ailes, c'est sur chacune des ailes que l'on implante des antennes (à la figure 5 elles sont repérées TX1 et TX2 pour l'émission et RX1 et RX2 pour la réception). De manière avantageuse des antennes complémentaires peuvent être implantées sur le corps du satellite, de préférence sur la face anti-Terre (opposée à la direction Z, ce qui explique que, à la figure 5, puisque Z pointe vers l'avant du dessin, on ne puisse pas voir les antennes additionnelles ; de telles antennes seront par contre visibles à la figure 6). De telles antennes portées par le corps effectuent un balayage de l'espace en 24 heures (pour chaque tour du satellite autour de la Terre) Le balayage par les ailes peut se faire plus rapidement par activation du mode de rotation rapide des ailes (une scrutation complète peut alors se faire en 18 minutes, voire même 9 minutes si les ailes tournent en sens opposés).Un tel balayage peut être déclenché notamment après chaque manoeuvre de correction d'orbite du satellite considéré, voire de chaque autre satellite qui lui serait copositionné, et bien sûr chaque fois que l'on détecte un incident (par exemple lorsque l'un des satellites copositionnés perd son attitude et se met en pointage Soleil). A la figure 6, deux satellites sont copositionnés. Une stratégie efficace pour un tel copositionnement consiste à donner aux satellites des orbites très légèrement différentes. On peut alors montrer que chaque satellite tourne autour de l'autre selon une orbite relative à peu près elliptique. De manière préférée, le plan de cette orbite relative n'est ni parallèle au plan équatorial ni perpendiculaire à l'axe de lacet Z, de manière à réduire les risques d'interférences ou de collision entre les satellites copositionnés. I1 en résulte que cela n'est pas gênant que les antennes 32 et 33 des ailes ne puissent explorer un cône de demi-angle égal à 100 et ayant l'axe de tangage comme axe. On choisit avantageusement pour le plan de l'orbite relative une inclinaison d'environ 40-500 par rapport à l'axe de lacet. A la figure 5, chacun des satellites comporte des antennes sur le premier panneau de chacune de ses ailes. En effet les antennes sont de préférence doublées pour des raisons de redondance et de temps de balayage (compte tenu d'une vitesse maximale donnée des mécanismes d'entraînement) Bien entendu l'un des satellites peut être inerte, tandis que seule une aile de l'autre satellite peut être équipée. La figure 6 montre une variante de réalisation où l'un des satellites est du type précité et où l'autre satellite comporte seulement des antennes d'émission et de réception (notées TX et RX) montées sur son corps, ici sur la face anti-Terre. Les motifs rayonnants 31 ont par exemple une section de 10 cm x 10 cm et une épaisseur de 2,5 mm (d'où un faible encombrement et un faible poids). Chaque rangée disposée en travers d'un panneau 22 de 2 mètres de large comporte par exemple 16 motifs. Lorsque la hauteur des panneaux (parallèlement à l'axe Y) est de 2,6 mètres, on vérifie qu'il y a un bon découplage électromagnétique. A titre d'exemple, l'antenne a les particularités suivantes - puissance d'entrée 1W - longueur d'onde : 0,070 m - le gain est de : 20 dBi - la puissance transmise est de 0 dBW - la température équivalente de récepteur est de : 3000 - la bande passante de réception est de : 30 kHz - la puissance reçue est de : - 146 dBW - le niveau de bruit est de : - 158 dBW Avec ces données, on peut détecter un objet de 0,1 m2 de surface équivalente radar à 1 km avec une précision d'un mètre environ. Il suffit d'un amplificateur pour l'antenne d'émission et d'un préamplificateur pour l'antenne de réception, ainsi qu'un transducteur électronique (classique en soi) pour convertir les signaux reçus RF en signaux électriques faciles à faire transiter par les mécanismes d'entraînement connus vers les circuits de traitement proprement dit. Pour une puissance de 1 W environ et la masse supplémentaire est d'à peine 4 kg pour les dispositifs portés par le corps et 2 kg pour les dispositifs portés par chaque aile. L'invention se généralise bien sûr au cas de plus de deux satellites copositionnés. Une surveillance quasi-continue est possible (il suffit d'activer en conséquence, à volonté, les antennes et les mécanismes d'entraînement. Les figures 7 et 8 représentent une configuration correspondant à un balayage électronique par adjonction de déphaseurs 60 (cela conduit alors bien sûr à une gestion électronique un peu plus complexe que pour des configurations précédentes). Des matrices de motifs rayonnants (matrices 4 x 4 dans l'exemple de la figure 7) sont implantées sur les faces NORD et SUD du corps de satellite, (aux coins X, Z) et (-X, -Z) dans l'exemple de la figure 8). On peut le cas échéant se limiter (électroniquement) à un balayage dans le plan de la trajectoire relative de l'autre corps. Ce plan est aisément déterminable au sol. Les modalités de balayage sont à la portée de l'homme de métier. De cette façon on peut éviter, si on le souhaite, un balayage sur 4 Tr stéradians, et focaliser plus finement l'énergie et augmenter ainsi la portée du dispositif de surveillance radar. Il peut être intéressant de combiner à cette configuration, celle précitée avec balayage par les ailes, notamment 1. en cas de perte d'attitude d'un satellite dont on ne connaît plus exactement la trajectoire, 2. en cas d'intrusion d'un corps étranger. Il est à noter que les matrices de motifs rayonnants permettent une détermination non seulement de la distance à l'autre corps mais aussi à sa position vis-à-vis du satellite (par la connaissance du site et de l'azimut dans le trièdre de référence du satellite). 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. REVENDICATIONS 1. Satellite géostationnaire comportant un corps stabilisé 3-axes (10) incluant un calculateur de bord (11) et au moins une aile (20) de générateur solaire s'étendant selon une direction longitudinale (Y-Y) à partir du corps en étant relié à ce corps par un système d'entraînement (21) commandé par le calculateur de bord et adapté à faire tourner ladite aile au moins autour de cet axe longitudinal, ce satellite comportant en outre un dispositif statique (30) de surveillance radar comportant au moins une antenne formée de motifs élémentaires plans rayonnants et adapté à scruter une partie au moins de l'espace entourant le corps de satellite. 2. Satellite géostationnaire selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif statique (30) de surveillance radar comporte des rangées de motifs élémentaires plans rayonnants (31) implantées à plat sur une portion de l'ail, sur une face de l'aile qui est opposée à la face munie de cellules solaires. 3. Satellite géostationnaire selon la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif statique (30) de surveillance radar comporte une carte électronique (34) portée par cette aile. 4. Satellite géostationnaire selon la revendication 3, caractérisé en ce que cette carte électronique (34) est implantée dans l'épaisseur de l'aile. 5. Satellite géostationnaire selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que ces rangées sont disposées transversalement à l'axe longitudinal. 6. Satellite géostationnaire selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'aile (20) est formée de plusieurs panneaux (22, 23) articulés les uns sur les autres autour d'axes transversaux de déploiement et le dispositif statique de surveillance radar comporte une première rangée (32) de motifs élémentaires plans rayonnants (31) longeant un bord transversal de l'un (22) des panneaux et une seconde rangée (33) de motifs élémentaires plans rayonnants longeant l'autre bord transversal dudit panneau. 7. Satellite géostationnaire selon la revendication 6, caractérisé en ce que l'une (32) des rangées est destinée à l'émission et l'autre (33) des rangées est destinée à la réception d'échos. 8. Satellite géostationnaire selon la revendication 6 ou la revendication 7, caractérisé en ce que le dispositif statique de surveillance radar comporte une carte électronique (34) implantée dans l'épaisseur dudit panneau (22). 9. Satellite géostationnaire selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que le dispositif statique (30) de surveillance radar fonctionne dans la bande C de fréquences. 10. Satellite géostationnaire selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dispositif statique est au moins en partie implanté sur le corps du satellite.