FR 2748256 A1 19971107 FR 9705277 A 19970429 La présente invention concerne de façon générale la construction et la mise en place de satellites. Plus spécialement, elle concerne des ensembles de satellites construits à l'aide de plates-formes à composantes communes modulaires. La mise en place de satellites en orbites autour de la Terre implique des dépenses énormes. Ces dépenses comprennent deux parties, à savoir des dépenses non récurrentes relatives à la conception des satellites et des véhicules de lancement, ct des dépenses récurrentes relatives à l'équipement, à la fabrication et au carburant utilisé dans chaque satellite et chaque véhicule de lancement. Pour minimiser les dépenses non récurrentes, des conceptions de satellites et de véhicules de lancement relativement normalisés ont été imaginées afin qu'elles puissent être utilisées dans une large gamme d'applications spatiales. Une telle approche permet d'amortir les dépenses de conception sur un grand nombre de lancements de satellites. La conception classique des satellites repose sur des plates-formes spatiales, telles que la plate-forme "HS-601" construite par la société Hughes, la plate-forme "A2100" construite par la société Lockheed-Martin, et autres, que l'on peut utiliser sur les orbites géostationnaires (GEO). Une plate-forme comprend tous les sous-systèmes de satellite qui porte le sous-système de la charge utile, mais ne comprend pas le sous-système de la charge utile lui-même. Ainsi, une seule et même conception de plate-forme peut transporter et contenir diverses charges utiles permettant de réaliser diverses applications satellitaires. Le système de propulsion, le système d'alimentation électrique et d'autres conditions font que la plate-forme typiquement utilisable pour des satellites GEO est quelque peu plus grande que ne le demandent de nombreuses applications satellitaires aux orbites terrestres basses (LEO) ou aux orbites terrestres moyennes (MEO). Puisque les plates-formes ainsi conçues sont plus grandes que ne l'exigent les applications LEO et MEO, elles offrent des solutions utilisables dans les applications LEO et MEO, en plus des applications GEO elles-mêmes. De plus, il est possible d'amortir les dépenses de conception non récurrentes qui leur sont associées sur un grand nombre de mise en place de satellites. Toutefois, les plates-formes de satellites normalisées relativement grandies, que l'on peut adapter aux applications LEO, MEO ou GEO, ne sont pas typiquement appropriées aux applications LEO. Par exemple, les satellites MEO et GEO classiques tendent à être fortement redondants. En d'autres termes, un grand nombre des sous-systèmes du satellite sont incorporés en double, en triple, voire en quadruple, de façon que le satellite puisse continuer à fonctionner même après qu'un ou plusieurs des sous-systèmes redondants sont tombés en panne. Le coût de remplacement des satellites tombés en panne est si élevé que les satellites MEO et GEO sont conçus pour avoir une longue durée de vie, ce qui nécessite une redondance importante. De plus, les circuits électroniques doivent présenter une complexité notable, car les satellites MEO et GEO subissent, en une quantité relativement grande, un bombardement par des particules subatomiques, ce qui augmente la probabilité que des sous-systèmes tombent en panne. Les satellites LEO ne subissent pas l'important bombardement par des particules subatomiques, comme c'est le cas pour les satellites MEO et GEO. De plus, les coûts de lancement s'appliquant aux satellites LEO sont notablement moindre que ceux des satellites GEO et MEO, de sorte qu'on peut les remplacer à des coûts moins élevés. Toutefois, les satellites LEO classiques tendent à présenter une certaine redondance, puisque les plates-formes normalisées sont suffisamment grandes pour permettre cette redondance et que les coûts de remplacement sont encore assez élevés. Malheureusement, les satellites LEO ont des portées radio qui couvrent des parties réduites de la surface de la Terre, lorsqu'on compare aux zones de couverture des satellites GEO. Des satellites d'une capacité réduite peuvent chacun couvrir leur propre zone de la Terre sans provoquer d'interférences de télécommunications avec d'autres satellites semblables, et on peut obtenir une couverture plus complète de la surface de la Terre. Par conséquent, une constellation de satellites de télécommunications LEO peut être mieux configurée lorsqu'on utilise un grand nombre de satellites de faible capacité répartis que lorsqu'on utilise un petit nombre de satellites de forte capacité centralisés. La description suivante, conçue à titre d'illustration de l'invention, vise à donner une meilleure compréhension de ses caractéristiques et avantages; elle s'appuie sur les dessins annexés, dans lesquels des numéros de référence identiques désignent des éléments identiques, et où la figure 1 est une vue en perspective d'un bâti structurel présenté à titre d'exemple, qui est utilisé dans une partie modulaire de plate-forme d'un ensemble de satellite(s); la figure 2 est une vue en perspective, partiellement éclatée, de parties d'un sous-système de propulsion, d'un sous-système d'alimentation électrique, d'un sous-système thermique et d'un sous-système de commande, d'attitude et d'orientation (AOCS) s'ajoutant au bâti structurel; la figure 3 est une vue en perspective d'un satellite qui possède un seul module de plate-forme, le satellite étant représenté dans sa configuration de lancement; la figure 4 est une vue en perspective du satellite de la figure 3, dans une configuration déployée, pour le cas d'une orbite terrestre basse (LEO); la figure 5 est une vue en perspective d'un satellite qui possède un seul module de plate-forme, le satellite étant représenté en configuration déployée dans le cas d'une orbite terrestre géosynchrone (GEO); la figure 6 est une vue en section droite d'un ensemble de satellite(s), présenté à titre d'exemple, qui possède cinq modules de plate-forme, l'ensemble de satellite(s) étant rangé à l'intérieur d'une coiffe de lancement; la figure 7 est une vue simplifiée en perspective d'un ensemble de satellite(s) possédant cinq modules de plate-forme; la figure 8 est une vue simplifiée en perspective de l'ensemble de satellite(s) de la figure 7 en liaison avec un moteur d'apogée intégré (IAB), ou une autre plate-forme de lancement; la figure9 est une vue simplifiée en perspective de l'ensemble de satellite(s) de la figure 8, après séparation de l'IAB; la figure 10 est une vue simplifiée en perspective de l'ensemble de satellite(s) de la figure 9, après que celui-ci s'est partagé en trois satellites distincts de tailles variables; la figure 1 1 est une vue en perspective d'un ensemble de satellite(s) qui possède deux modules de plate-forme, L'ensemble de satellite(s) étant représenté en configuration déployée; la figure 12 est une vue en perspective d'un ensemble de satellite(s) qui possède trois modules de plate-forme, L'ensemble de satellite(s) étant représenté en configuration déployée ; et la figure 13 est une vue en perspective d'un ensemble de satellite(s) qui possède quatre modules de plate-forme, L'ensemble de satellite(s) étant représenté en configuration déployée. On va décrire ci-après un ensemble de satellite(s) qui possède des composants de plate-forme communs modulaires. Une plate-forme modulaire peut être utilisée dans toute une variété d'applications LEO, MEO et GEO. On forme un module de plate-forme en utilisant un bâti structurel. Un module de plate-forme considéré isolément est un élément sensiblement non redondant qui peut transporter sa propre charge utile en même temps que d'autres sous-systèmes du satellite et qui peut fonctionner comme un satellite indépendant. Toutefois, le module de plate-forme se combine de manière souhaitable avec des modules de plate-forme identiques afin de former un ensemble de satellite(s). L'ensemble de satellite(s) combiné peut former un satellite plus grand et, ou bien, intérieurement plus redondant. Selon une autre possibilité, L'ensemble de satellite(s) peut se décomposer en plusieurs satellites distincts après la mise en orbite. La figure 1 est une vue en perspective d'un bâti structurel 20 présenté à titre d'exemple, qui est utilisé dans un module 22 de plate-forme de satellite. Le module de plate-forme 22 constitue de manière souhaitable une partie d'un ensemble de satellite(s), qui est discuté de manière plus détaillée ci-après. La figure 2 montre une vue en perspective partiellement éclatée d'un module de plateforme 22. Comme on peut le voir sur les figures 1 et 2, le bâti structurel 20 représente une partie du sous-ensemble structurel de l'un de six sous-ensembles qui constituent une plate-forme de satellite. Les parties restantes du sous-système structurel comprennent des panneaux de cisaillement 24 qui se fixent au bâti structurel 20, mais peuvent en être retirés pour donner accès à l'espace intérieur 26 du bâti structurel 20. Les figures 1 et 2 montrent le bâti structurel 20 comme possédant une forme triangulaire allongée particulière et son espace intérieur 26 comme ayant un volume particulier. Mise à part le fait qu'on souhaite que le volume de l'espace intérieur soit plus petit que celui des plates-formes de satellite classiques, la forme particulière ou le volume interne particulier sont sans importance. Toutefois, lorsque plusieurs modules de plate-forme 22 sont combinés ensemble pour former des ensembles de satellite(s), comme discuté ci-après, il est souhaitable que tous les modules de plate-forme 22 présentent sensiblement la même conformation et le même volume d'espace intérieur. On réalise ceci en faisant que tous les modules de plate-forme 22 utilisent des bâtis structurels 20 ayant des paramètres géométriques identiques. L'utilisation de composants de plate-forme communs modulaires, tels que les bâtis structurels 20, pour former des ensembles de satellite(s) présente de nombreux avantages par rapport aux conceptions classiques de satellites. Par exemple, il est possible d'utiliser des composants communs dans une large variété d'applications LEO, MEO et GEO efficaces. Ainsi, on peut amortir les dépenses non récurrentes sur de nombreux satellites. On peut fabriquer et tester des modules distincts parallèlement en utilisant des techniques d'assemblage à la chaîne de qualité élevée et de coût réduit, qui sont bien connues. Ensuite, on peut relier ensemble les modules afin de former un ensemble de satellite(s) de qualité élevée, plus rapidement et à moindre coût que ce que l'on peut réaliser avec des conceptions classiques de satellites. On réduit donc de manière sensible les coûts récurrents. De plus, en utilisant des composants modulaires communs, comme le bâti structurel 20, on obtient une plus large gamme de possibilités d'adaptation dans la conception de satellites leur permettant de satisfaire efficacement des exigences d'applications. Il est souhaitable de réaliser les redondances au niveau du satellite plutôt qu'à celui du sous-système. Ainsi, un seul lancement peut mettre en orbite plusieurs petits satellites indépendants, sensiblement non redondants, qui sont formés de modules de plate-forme particuliers 22. De tels satellites peuvent réaliser de manière efficace de nombreuses applications LEO, à des coûts intéressants. Dans une autre variante, un lancement de même importance peut mettre en orbite un ensemble d'un seul satellite de grande taille et fortement redondant qui est formé de deux ou plus de deux modules de plate-forme 22. Un tel satellite peut répondre aux exigences des applications GEO. En outre, il est possible de mettre en orbite une combinaison de petits satellites et de satellites moyens. Les cinq sous-systèmes restant d'une plate-forme de satellite, en plus du sous-système structurel, sont un sous-système de propulsion représenté sur la figure 2 par un unique réservoir 28 d'agent propulsif, un sous-système d'alimentation électrique représenté sur la figure 2 par une unique batterie électrique 30, un sous-système thermique représenté sur la figure 2 par un unique panneau de radiateur de batterie 32, un sous-système de télémesure, poursuite et commande, (ETC) (non représenté sur les figures 1 et 2), et un sous-système de commande d'attitude et d'orientation (AOCS) représenté sur la figure 2 par un unique volant d'inertie 34. Les six sous-systèmes qui constituent une plate-forme de satellite se combinent avec un sous-système de charge utile (non représenté) pour former un satellite. Tout module de plate-forme 22 compris dans un ensemble de satellite(s) peut comporter les six sous-systèmes, mais ce n'est pas une obligation. Pour maintenir le volume d'un module de plate-forme 22 à un niveau raisonnablement petit, il est souhaitable de n'employer, dans un module de plate-forme particulier 22, que des sous-systèmes sensiblement non redondants. Un unique module de plate-forme 22 est généralement trop petit pour loger tous les sous-systèmes nécessaires à la formation d'un satellite s'il est prévu, sous une forme quelque peu importante, une redondance des sous-systèmes. Toutefois, cette petite taille offre la souplesse d'utilisation et les autres avantages discutés ci-avant. Dans un premier mode de réalisation de l'invention, les composants du sous-système structurel qui sont construits autour du bâti structurel 20 produisent un sous-système structurel qui possède une rigidité suffisante pour se porter luimême et porter les sous-systèmes restants pendant la durée du lancement. Typiquement, ce degré de rigidité dépasse de loin les exigences structurelles imposées à un satellite sur orbite. Dans un deuxième mode de réalisation de l'invention, les composants de sous-système structurel qui sont construits autour du bâti structurel 20 produisent un système structurel qui ne possède pas une rigidité suffisante pour se porter lui-même ainsi que les sous-systèmes qui lui sont associés pendant le lancement. Dans ce deuxième mode de réalisation, on obtient, par rapport au premier mode de réalisation, une certaine économie de poids en réalisant le bâti structurel 20 et les composants restants du sous-système structurel de façon qu'ils présentent une moindre masse tout en utilisant les mêmes matériaux que ceux utilisés dans le premier mode de réalisation. Dans ce deuxième mode de réalisation, on obtient une rigidité structurelle suffisante en formant un ensemble de satellite(s) dans lequel deux ou plus de deux modules de plate-forme 22 sont liés ensemble. Chaque module de plate-forme 22 tire son intégrité structurelle de sa mise en commun avec les autres modules de plate-forme 22 compris dans l'ensemble de satellite(s). Les modules de plate-forme 22 peuvent être liés les uns aux autres au moyen de mécanismes de liaison 36. Les mécanismes de liaison 36 sont disposés en divers emplacements stratégiques le long du bâti structurel 20. La liaison peut être permanente ou temporaire. Avec une liaison permanente, l'ensemble de satellite(s) qui comporte deux ou plus de deux modules de plate-forme 22 fait fonction d'un unique satellite particulier pendant le lancement et le parcours régulier de l'orbite. Naturellement, la masse et le volume de sous-systèmes collectifs qui peuvent être logés par l'ensemble de satellite(s) dépassent la masse et le volume de sous-systèmes qui peuvent être incorporés dans un unique module de plate-forme 22. Ainsi, avec une liaison permanente, on peut obtenir une large gamme de possibilités conceptuelles et de modes de gestion de la redondance. Par exemple, le sous-système d'alimentation électrique 30 peut comporter des batteries électriques supplémentaires destinées à accroître la capacité de la batterie et, ou bien, à per mettre la redondance. Le sous-système de propulsion 28 peut comporter des réservoirs supplémentaires d'agent propulsif (ergol) afin de constituer un système de propulsion à diergol, ou des redondances restant dans un système de propulsion à monergol, ou encore un système de propulsion à monergol qui a embarqué une plus grande masse d'ergol. En ce qui concerne la liaison temporaire, les mécanismes 36 s'exercent collectivement à l'intérieur d'un système de séparation 38. Un ensemble de satellite(s) peut être mis en orbite, puis décomposé en satellites distincts à l'aide du système de séparation 38. Le système de séparation 38 peut faire appel à des techniques classiques de séparation, qui comprennent les boulons pyrotechniques, les systèmes à rétracteurs, etc. De façon souhaitable, les mécanismes de liaison 36 du système de séparation 38 comprennent des mécanismes à ressorts (non représentés) qui tendent à pousser les modules de plate-forme 22 de façon qu'ils s écartent les uns des autres lors de la séparation. Par conséquent, lors d'un lancement donné, plusieurs satellites peuvent être lancés en même temps selon des combinaisons qui apparient étroitement la masse et le volume de l'ensemble de satellite(s) avec la capacité du véhicule de lancement, ce qui permet de réaliser une économie sur les coûts. La figure 3 est une vue en perspective d'un satellite 40 qui est formé à partir d'un unique module de plate-forme 22. Le satellite 40 est représenté dans sa configuration de lancement. En plus des divers sous-systèmes apparaissant sur les figures 1 et 2, un sous-système TTC 42 est représenté par une antenne par l'intermédiaire de laquelle des communications sont échangées avec des stations de commande au sol (non représentées) après que le satellite 40 a gagné son orbite. Un sous-système de charge utile 44 est représenté par diverses antennes, qui sont particulièrement utiles dans le domaine des satellites de télécommunications. Des panneaux solaires 46 sont représentés articulés sur les côtés du bâti structurel 20. Dans les applications LEO, les panneaux solaires 46 peuvent être articulés selon deux degrés de liberté, mais, en ce qui concerne les applications GEO, les panneaux 46 peuvent ne demander qu'un seul degré de liberté. Grâce au système de séparation 38, le satellite 40 peut être temporairement lié à un satellite analogue pendant le lancement, puis en être détaché une fois en orbite. Alors qu'un satellite formé à l'aide de la plate-forme modulaire 22 peut être utilisé dans diverses applications, son orientation peut différer selon l'application. La figure 4 est une vue en perspective du satellite 40 (tel que représenté sur la figure 3) en configuration déployée dans le cas d'une orbite terrestre basse (UEO). Des panneaux solaires 46 et des antennes plates qui sont utilisés par le soussystème de charge utile 44 ont été déployés. Les vecteurs 48 et 50 illustrent respectivement la direction du nadir et la direction perpendiculaire au plan de l'orbite. Le vecteur 52 est dirigé perpendiculairement à une surface plane 54 de la plateforme modulaire 22 dans la direction de la vitesse du satellite 40. Cette orientation du type LEO permet aux surfaces rayonnantes, par exemple le panneau de radiateur de batterie 32, de minimiser l'exposition solaire directe. Au contraire de l'orientation du type LEO de la figure 4, la figure 5 est une vue en perspective qui montre un satellite 56 comportant un unique module de plate-forme 22 en position déployée sur une orbite terrestre géosynchrone (GEO). Pour l'orientation du type GEO, le vecteur nadir 48 pointe sensiblement dans la même direction que pour l'orientation du type LEO. Toutefois, le vecteur vitesse 58 est dirigé vers l'extérieur parallèlement à la surface de rayonnement plate 54, et la surface de rayonnement plate 54 regarde de manière souhaitable vers le nord ou vers le sud, comme indiqué par le vecteur 59. Par conséquent, un unique module de bus 22 peut être adapté à diverses applications grâce à l'adoption d'une orientation appropriée sur l'orbite. Les figures 6 à 13 montrent comment des modules de bus 22 peuvent fonctionner les uns avec les autres en tant qu'ensembles de satellite(s) dans diverses situations présentées à titre d'exemples. La figure 6 est une vue en section droite montrant un ensemble de satellite(s) 60, à titre d'exemple, qui possède cinq modules de plate-forme 22. Chaque module de plate-forme 22 de l'ensemble 60 possède une forme sensiblement identique et un volume spatial interne sensiblement identique à ceux des autres modules de plate-forme 22. Tandis que la forme à section droite triangulaire représentée sur la figure 6 n'est pas une condition obligatoire de l'invention, cette forme géométrique permet de lier ensemble, grâce aux mécanismes de liaison 36 (voir la figure2), un nombre relativement important de modules de plate-forme 22 afin de former un ensemble 60 qui peut être ajusté à l'intérieur d'une coiffe de lancement classique 62. L'homme de l'art comprendra que l'ensemble 60 ne doit pas nécessairement comporter cinq modules de plate-forme 22, mais qu'il peut comporter un nombre quelconque de modules de plate-forme 22. Comme discuté ci-dessus, chaque module de plate-forme ne doit pas nécessairement avoir une rigidité structurelle suffisante lui permettant de supporter les vibrations et les forces subies pendant le lancement. Toutefois, l'intégrité structurelle partagée que l'on obtient en formant l'ensemble 60 assure cette rigidité structurelle. Les figures 7 à 10 présentent à titre d'exemple un processus de lancement d'ensemble de satellite(s) 60 et de décomposition de l'ensemble en satellites distincts. La figure 7 est une vue simplifiée en perspective de l'ensemble de satellite(s) 60, les modules de plate-forme 22 étant mis ensemble pendant le lancement. Ensuite, la figure 8 montre une vue simplifiée en perspective de l'ensemble de satellite(s) 60 de la figure 7 en relation avec un moteur d'apogée intégré (IAB) 64, ou un autre type de plate-forme de lancement, qui peut mettre l'ensemble de satellite(s) 60 sur son orbite finale. L'utilisation d'un IAB n'est pas une exigence de l'invention. Après l'arrivée sur l'orbite, la plate-forme de lancement peut se détacher de l'ensemble de satellite(s) 60, comme représenté sur la figure 9. Ensuite, l'ensemble de satellite(s) 60 se décompose en satellites distincts, comme représenté sur la figure 10. Comme représenté sur la figure 10, les modules de plate-forme 22' et 22" peuvent se détacher d'un ensemble de satellite(s) 60' qui comporte trois autres modules de plate-forme 22. La séparation peut se produire par l'actionnement du système de séparation 38 (voir la figure 2). Après la séparation, les satellites distincts qui ont été formés à partir du module de plate-forme 22', de ensemble de satellite(s) 60' et du module de plate-forme 22" s'écartent les uns des autres pour gagner indépendamment leurs positions finales en orbite. Les modules de plate-forme 22 qui forment l'ensemble de satellite(s) 60' peuvent rester attachés les uns aux autres de façon permanente ou bien se détacher ensuite les uns des autres pour former encore d'autres satellites particuliers plus petits. La figure 1 1 est une vue en perspective montrant un ensemble de satellite(s) 66 qui possède deux modules de plate-forme 22. La figure 11 montre l'ensemble de satellite(s) 66 en configuration déployée. L'ensemble 66 est formé de deux modules de plate-forme 22 liés de façon permanente. Les surfaces de rayonnement planes 54 des modules de plate-forme 22 regardent respectivement vers le nord et vers le sud, comme cela est nécessaire pour les applications GEO. Un seul panneau solaire 46 est fixé à chaque module de plate-forme 22, et chaque panneau solaire 46 peut être formé à partir de deux sections modulaires. Par conséquent, on peut augmenter l'aire du panneau solaire en proportion de l'accroissement des exigences d'alimentation électrique qu'impose un accroissement de la capacité en sous-systèmes. La figure 12 est une vue en perspective montrant un ensemble de satellite(s) 68 qui possède trois modules de plate-forme liés de manière permanente, tandis que la figure 13 est une vue en perspective montrant un ensemble de satellite(s) 70 qui possède quatre modules de plate-forme liés ensemble de façon permanente. Les figures 12 et 13 montrent respectivement les ensembles de satellite(s) 68 et 70 dans leur configuration déployée. Pour chaque ensemble de satellite(s) 68 et 70, les surfaces de rayonnement planes 54 des modules 22 regardent respectivement vers le nord et le sud. Les panneaux solaires 46 ne sont fixés qu'aux modules de plate-forme extérieurs 22 des ensembles 68 et 70. De plus, il est possible d'augmenter l'aire superficielle des panneaux solaires 46 en proportion du nombre de modules de plate-forme 22 inclus dans les ensembles de satellite(s) 68 et 70. Par exemple, l'aire superficielle des panneaux solaires 46 peut augmenter en proportion de l'accroissement des exigences en matière d'alimentation électrique qu'impose l'accroissement de la capacité du système. En résumé, l'invention propose un ensemble de satellite(s) qui possède des composants de plate-forme communs modulaires. Ces composants peuvent être utilisés dans toute une variété d'applications LEO, MEO et GEO. Un unique module de plate-forme utilise un bâti structurel commun et est, de manière souhaitable, un élément d'équipement sensiblement non redondant qui peut transporter sa propre charge utile en même temps que d'autres sous-systèmes de satellite et fonctionner comme un satellite indépendant. Le module de plate-forme peut être lié de manière permanente ou temporaire à des modules de plate-forme identiques afin de former un ensemble de satellite(s). L'ensemble de satellite(s) peut former un satellite de plus grande taille et, ou bien, intérieurement plus redondant que celui réalisé à partir d'un unique module de plate-forme. Selon une autre possibilité, l'ensemble de satellite(s) peut se décomposer en satellites distincts après avoir été placé en orbite. Bien entendu, l'homme de l'art sera en mesure d'imaginer, à partir du procédé et de l'ensemble de satellite(s) dont la description vient d'être donnée à titre purement illustratif et nullement limitatif, diverses variantes et modifications ne sortant pas du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Procédé permettant de mettre des charges utiles en orbite autour de la Terre à l'aide de composants de plate-forme modulaires, ledit procédé étant caractérisé en ce qu'il comprend les opérations suivantes: obtenir un premier module de plate-forme (22) qui possède un premier bâti structurel configuré de façon à définir un premier espace intérieur; obtenir un deuxième module de plate-forme possédant un deuxième bâti structurel configuré pour définir un deuxième espace intérieur et configuré de façon que lesdits premier et deuxième espaces intérieurs aient des volumes approximativement égaux ; et lier lesdits premier et deuxième modules de plate-forme ensemble pendant la montée en orbite. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre les opérations suivantes: détacher lesdits premier et deuxième modules de plate-forme l'un de l'autre après la montée jusqu'à l'orbite ; et déplacer lesdits premier et deuxième modules de plate-forme indépendamment l'un de l'autre après ladite opération de détachement. 3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre les opérations suivantes: incorporer dans ledit premier module de plate-forme un premier exemplaire d'un sous-système sélectionné parmi un sous-système thermique (32), un sous-système de télémesure, de poursuite et de commande (42), un soussystème d'alimentation électrique (30), un sous-système de commande, d'attitude et d'orientation (34), et un sous-système de charge utile (44); et incorporer dans ledit deuxième module de plate-forme (22) un deuxième exemplaire dudit sous-système sélectionné parmi ledit sous-système thermique, ledit sous-système de télémesure, de poursuite et de commande, ledit sous-système d'alimentation électrique, ledit sous-système de commande, d'attitude et d'orientation, et ledit sous-système de charge utile. 4. Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'opération consistant à configurer ledit sous-système sélectionné parmi ledit sous-système thermique, ledit sous-système de télémesure, de poursuite et de commande, ledit sous-système d'alimentation électrique, ledit sous-système de commande, d'attitude et d'orientation et ledit sous-système de charge utile en tant que sous-système sensiblement non redondant dans ledit premier module de plate-forme et en tant que sous-système sensiblement non redondant dans ledit deuxième module de plate-forme. 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend en outre l'opération consistant à obtenir un troisième module de plate-forme ayant un troisième bâti structurel configuré pour définir un troisième espace intérieur et configuré de façon que ledit troisième espace intérieur ait un volume approximativement égal au volume dudit premier espace intérieur; et ladite opération de liaison lie ledit troisième module de plate-forme à l'un desdits premier et deuxième modules de plate-forme. 6. Ensemble de satellite(s) (60, 68, 70) à composants de plate-forme modulaires (22) servant à l'envoi et à la mise en place sur une orbite autour de la Terre, ledit ensemble de satellite(s) étant caractérisé en ce qu'il comprend: un premier bâti structurel configuré pour définir un premier espace intérieur; un deuxième bâti structurel configuré pour définir un deuxième espace intérieur, ledit deuxième bâti structurel étant lié audit premier bâti structurel, et lesdits premier et deuxième bâtis structurels étant configurés de façon que lesdits premier et deuxième espaces intérieurs aient des volumes approximativement égaux; un sous-système thermique (32) lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels; un sous-système de télémesure, de poursuite et de commande (42) lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels; un sous-système d'alimentation électrique (30) lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels; un sous-système de commande, d'attitude et d'orientation (34) lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels ; et un sous-système de charge utile (44) lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels. 7. Ensemble de satellite(s) selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un système de séparation (36) configuré de façon que lesdits premier et deuxième bâtis structurels soient liés l'un à l'autre par l'intermédiaire dudit système de séparation pendant la montée en orbite et se détachent l'un de l'autre une fois sur l'orbite. 8. Ensemble de satellite(s) selon la revendication 7, caractérisé en ce que chacun desdits sous-système thermique, sous-système de télémesure, de poursuite et de commande, sous-système d'alimentation électrique, sous-système de commande, d'attitude et d'orientation, et sous-système de charge utile est lié audit premier bâti structurel, et en ce que ledit ensemble de satellite(s) comprend en outre: un deuxième sous-système thermique lié audit deuxième bâti structurel; un deuxième sous-système de télémesure, de poursuite et de commande lié audit deuxième bâti structurel; un deuxième sous-système d'alimentation électrique lié audit deuxième bâti structurel; un deuxième sous-système de commande, d'attitude et d'orientation lié audit deuxième bâti structurel ; et un deuxième sous-système de charge utile lié audit deuxième bâti structurel. 9. Ensemble de satellite(s) selon la revendication 8, caractérisé en ce que chacun desdits sous-systèmes thermiques, chacun desdits sous-systèmes de télémesure, de poursuite et de commande, chacun desdits sous-systèmes d'alimentation électrique, chacun desdits sous-système de commande, d'attitude et d'orientation et chacun desdits sous-systèmes de charge utile sont des sous Systèmes sensiblement non redondants. 10. Ensemble de satellite(s) selon la revendication 9, caractérisé en ce que lesdits premier et deuxième bâti structurels présentent des formes sensiblement identiques, et en ce que ledit ensemble de satellite(s) comprend en outre un troisième bâti structurel configuré de façon à définir un troisième espace intérieur, ledit troisième bâti structurel étant lié à l'un desdits premier et deuxième bâtis structurels, et ledit troisième bâti structurel étant configuré de façon que ledit troisième espace intérieur possède un volume approximativement égal auxdits premier et deuxième volumes spatiaux intérieurs.