FR 2749273 A1 19971205 FR 9703591 A 19970325 SATELLITE CONCU POUR ELIMINER LES ERREURS D'ORIENTATION DUES AUX EFFETS THERMIQUES DES PANNEAUX DEPLOYABLES. La présente invention concerne la technique utilisée pour éviter les erreurs ou écarts d'orientation dans le cas de vaisseaux spatiaux ou de satellites qui entrent dans une situation d'éclipse ou quittent une telle situation et elle a trait, plus particulièrement, à une réduction des erreurs d'orientation provoquées par les effets thermiques du système de panneaux déployables. Les vaisseaux spatiaux ou les satellites sont maintenant largement utilisés à des fins multiples, comprenant les communications. Les satellites de communication sont pourvus de nombreuses antennes et dispositifs de traitement de signaux destinés à recevoir des émissions en provenance de stations terrestres et à retransmettre les informations contenues dans les signaux ainsi reçus à d'autres stations terrestres. Comme le nombre et la qualité des canaux de transmission d'informations que l'on doit utiliser et la directivité des retransmissions augmentent, les dimensions des capteurs solaires ou convertisseurs de lumière solaire en électricité qui sont nécessaires pour alimenter les dispositifs de traitement de signaux et les émetteurs augmentent et les dimensions des antennes d'émission et de réception ont tendance aussi à augmenter. Les capteurs solaires ont généralement la configuration de réseaux de cellules à semi-conducteurs, dont chacune produit une petite quantité de l'énergie électrique lorsqu'elle est insolée, c'est-à-dire éclairée, par le soleil. Des multitudes de telles cellules sont reliées mutuellement suivant des configurations série-parallèle pour fourni t des tensions de sortie de capteurs solaires qui représentent un multiple de la tension d'une cellule solaire individuelle et (ela avec une capacité de courant suffisante pour satisfaire la demande de la charge de matériel de communication. La superficie de cellule solaire nécessaire pour un satellite moderne peut dépasser 9,3 m2 (cent square feet) Les contraintes de poids bien connues auxquelles est soumis un satellite sont telles que les cellules solaires doivent être supportées dans les réseaux avec un poids minimal, ce qui fait qu'elles sont généralement supportées par des panneaux légers en nid d'abeilles formés d'un matériau de faible poids 1 tel que l'aluminium, Une autre contrainte bien connue à laquelle est soumis un satellite est que les lanceurs; comportent des compartiments de hargement ayant un volume limité et qiie ces compartiments @nt des dimensions linéaires relativement faibles. Pour @aser un panneau solaire ayant une superficie de 9,3 m2, ou plus, dans e compartiment de rhargement de petite dimension d'un lanceur, il est courant de réaliser le capteur solaire sous la forme d'une pluralité de panneaux de dimensions similaires dont chacun présente des dimensions linéaires qui s'ajustent dans le compartiment de chargement du lanceur. Ces panneaux solaires, dont chacun supporte des centaines, voir des milliers, de celli?es solaires individuelles sont reliés entre eux électriquement de telle sorte que la combinaison des panneaux fournit la puissance désirée. Les panneaux sont empilés mécaniquement l'un contre l'autre dans n s un état plié de sorte qu'ils prennent un volume minimal pendant le lancement et sont ensuite déployés sous forme d'un agencement coplanaire quand le satellite arrive à destination. De nombreux systèmes astucieux servant à déployer les panneaux ont été décrits. Le brevet U.S 5 198 857 décrit un système de panneaux pliables et dépliables que l'on peut utiliser pour supporter des réseaux de cellules solaires ou des réseaux d'antennes, et décrit également un système de charnière à ressort qui fournit l'énergie permettant de déployer le système de panneaux et de raidir les panneaux déployés Un des systèmes de capteur solaire de la technique antéri eure utilise un capteur solaire en "feuille" flexible que l'on peut ranger en l'enroulant, à la manière d'un tapis. Cette conception avant recours à une feuille flexible présente l'inconvénient d'être coûteuse et l'inconvénient supplémentaire que certains systèmes doivent être prévus pour le maintenir dans la forme déplorée voulue. Pans lin autre système pour un capteur solaire, les cellules solaires sont montées sur une pluralité de panneaux de support sensiblement identiques. Le bord de chaque panneau de support est articulé par une charnière au bord du panneau adjacent. Le premier panneau, qui est situé le plus près du satellite, est articulé par une charnière au corps dii satellite. Dans l'état déplié, les panneaux sont raccordés bord contre bord comme représenté par les i > anneaux 30a et 30b sur la figure 1 et comme représenté dans le brevet U.S 5 344 104. Sur la figure 1, un satellite est @étérencé 2100 dans son ensemble et comprend des panneaux solaires en quatre parties, qui sont déployés et qui sont référencés 30a et 30b, un corps référencé 1, comprenant des panneaux d'accès 29a1 et 29a2, un réservoir d'oxydant 20, un premier système d'antenne comprenant un réflecteur 31a1 à double polarisation et son alimentation 31b2. Dans l'état pi lé, les panneaux sont disposés en accordéon, à la façon dont est pliée Iine bande continue de papier d'ordinateur, de maniére à former une pile plate se trouvant "contre" le corps du satellite. En fait, les surfaces de panneau qui portent les cellules solaires ne peuvent pas en réalité entrer en contact avec une structure adjacente afin d empêcher lin endommagement de ces cellules solaires. Le satellite utilisé pour des communications et qui possède des performances élevées en ce qui concerne le rapport signal/bruit, obtient souvent ce résultat en utilisant des antennes extremernent directives, c'est-à-dire des antennes qui présentent des diagrammes de rayonnement dirigés avec précision, de manière que les signaux arrivant point de destination voulu aient l'amplitude la plus élevée possible. Cette exigence, à son tour, soumet à des exigences sévères le système de commande d'orientation du satitllite. tes systèmes de commande d'orientation ont été sens cesse améliorés et sont consideres maintenant habituellement aptes à ma iriten-ir le pointage désiré des antennes dans les limite d'ion angle faible, éventuellement inférieur à ion degré. , L' agencement de capteur solaire Illustré dans le brevet U.S 5 344 104, quand on l'utilise fic)iOi des capteurs solaires de grandes dimensions destinés à alimenter lin nouveau satellite de hautes performances, a tendance à nuire aux performances de pointage de ce satel lite en raison de ses résonances et, par suite, également des effets transitoires qui se produisent lorsque l'insolation du réseau varie comme cela peut se produire pendant tine transition entre la lumière du jour et l'ombre ou la nuit. On recherche une meilleure performance de pointage des satellites. lin satellite selon un aspect de inventIon comprend un corps et ion dispositif alimenté en électricité, tel qu'un lispositif if de traitement de signaux ou un amplificateur, associé au corps. Un dispositif de couplage d'énergie comprend des bornes d'entrée destinées à la réception d'une énergie électrique, et est couplé au dispositif alimenté électriquement, pour coupler une énergie électrique provenant des bornes d'entrée dii dispositif de couplage d'énergie au dispositif alimenté électriquement afin d'alimenter celui-ci. Des premier et deuxième panneaux solaires, comprenant chacun au moins un convertisseur d'énergie servant à convertir l'énergie d'insolation en une énergie é lectrique, et comprend également des bornes reliées mutuellement avec les bornes d'entrée du dispositif de @ouplage d'énergie afin de coupler l'énergie électrique provenant des panneaux solaires au dispositif de couplage d'énergie pendant les intervalles durant lesquels les panneaux solaires sont insolés. Des éléments de support de panneaux solaires déployables sont accouplés au corps, ces éléments de support de panneaux solaires comprenant au moins des première et deuxième poutres allongées, et chacune des première et deuxième poutres allongées comprend des première et deuxième extrémités, la première extrémité de la première poutre allongée étant fixée au corps d'une manière qui permet à la première poutre allongée de se trouver au voisinage immédiat de l'autre structure du satellite dans un tt plié de la première poutre allongée, et la seconde @xtrémité de la première poutre allongée étant accouplée à la première extrémité de la deuxième poutre allongée de maniére à se trouver au voisinage immédiat de l'autre t ructure dii satellite dan s un état plié de la deuxième poutre allongée. Les première et deuxième poutres allongées pouvent être dépliées de l'état plié jusque dans un état @épl j è état déplié dans lequel les première et deuxième poutres ai longées sont ato moins à peu près alignées ou mutuellement parallèles. Les première et deuxième poutres ai longées des éléments de support de panneaux solaires déployables sont également couplées mécaniquement aux premier et deuxième panneaux solaires, respectivement, pour, dans l'état déplié, supporter les premier et deuxième panneaux dans un système dans lequel les panneaux sont sensiblement paralléles. Dans cet agencement, une déformat ion du premier panneau pouvant être attribuée à des effets thermiques de l'insolation n'affecte pas l'orientation dîi deuxième panneau dans l'état déployé. Le dispositif de couplage d'énergie comprend, dans un des modes de réalisation de l'invention, un conditionneur d'énergie pour commander la tension et / ou le courant de l'énergie électrique. Dans un mode de réalisation particulier, chacun des premier et deuxième panneaux solaires comprend des bornes positive et négative où des tensions continues positives et négatives sont générées par les panneaux solaires pendant l'insolation et l'interconnexion avec les bornes d'entrée du dispositif de couplage d'énergie comprend (a) une connexion entre la borne positive du premier panneau solaire et une première des bornes d'entrée du dispositif de couplage d'énergie, (b) une connexion entre la borne négative du deuxième panneau solaire et une deuxième des bornes d'entrée du dispositif de couplage d'énergie, et (c) un agencement de connexion en série couplé à la borne négative du premier panneau solaire et à la borne positive du deuxième panneau solaire pour connecter les premier et deuxième panneaux solaires électriquement en série de manière à augmenter ainsi la tension fournie par les panneaux solaires au dispositif de couplage d'énergie. L'agencement de connexion en série du système peut comprendre des panneaux solaires autres que les premier et deuxième panneaux solaires. Le dispositif de couplage d'énergie comprend un agencement servant à coupler au moins certains des panneaux solaires suivant une connexion électrique série/parallèle afin de fournir ainsi à partir du système une tension totale qui est supérieure à la tension qui peut être obtenue à partir d'un seul des panneaux solaires, et de procurer aussi la possibilité de fournir un courant supérieur au courant qui peut être obtenu à partir d'un seul des panneaux solaires. Dans un des modes de réalisation, la première poutre allongée est couplée mécaniquement au premier panneau solaire en un seul endroit le long de la première poutre allongée, grâce à quoi toute tendance du premier panneau solaire à se courber ou se cintrer n'est pas communiquée à la première poutre allongée, ou autres panneaux le long des poutres combinées. Les premier et deuxième panneaux solaires peuvent être supportés par des panneaux de support formés d'un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique (CDT) qui est inférieur à celui du matériau des première et deuxième poutres allongées. Le matériau des poutres peut être un ester du type cyanate renforcé par du graphite. Le matériau des panneaux de support peut comprendre des éléments structuraux en aluminium. On va maintenant décrire la présente invention en se référant aux dessins annexés, sur lesquels: la figure 1 est une vue en perspective ou vue isométrique simplifiée d'un agencement de satellite de la technique antérieure, cette figure illustrant un raccordement bord à bord des panneaux solaires; la figure 2a est une vue en plan simplifiée d'un satellite muni d'un système de panneaux solaires classique raccordés par le bord et la figure 2b est une vue simplifiée par la tranche du satellite et d'un panneau solaire de la figure 2a, cette figure illustrant les variations mécaniques pouvant être attribuées à la courbure ou cintrage d'un seul panneau par suite d'une insolation; la figure 3a est une vue en plan simplifiée d'un satellite muni de panneaux solaires selon un aspect de la présente invention et la figure 3b est une vue de côté ou en élévation de la structure de la figure 3a, cette vue étant quelque peu déformée pour mieux montrer certaines connexions, et la figure 3c représente un détail de l'agencement de la figure 3b; la figure 4 est une vue en plan simplifiée d'un mode de réalisation de l'invention, similaire à celui de la figure 3a, avec un seul support pour chaque panneau; la figure 5 est une représentation en coupe d'une charnière qui peut être utilisée dans le mode de représentation d'une charnière que l'on peut utiliser dans l'agencement des figures 3a ou 4; la figure 6 est un graphique représentant la variation et l'impulsion thermique brusque en fonction du coefficient de dilatation thermique du substrat du panneau dans le cas d'un agencement de la technique antérieure comparé à un mode de réalisation particulier de l'invention; la figure 7 est un graphique représentant la vitesse angulaire du corps du satellite en présence d'une impulsion thermique brusque dans le cas d'un agencement de la technique antérieure comparé à un mode de réalisation particulier de l'invention; et la figure 8 est un schéma synoptique simplifié d'un agencement de connexion électrique possible destiné à des panneaux solaires et aux satellites. La figure 2a est une vue en plan représentant le corps 1 du satellite et le système 30a de panneaux solaires de la figure 1. Sur la figure 2a, un élément de support 210 est fixé au corps 1 par une charnière 212. Le système 30a de panneaux solaires comprend six panneaux solaires 230a, 230b, 230c, 230d, 230e et 230f. Le panneau solaire 230a du satellite comporte un élément de raidissement interne en forme de Y comprenant des branches 232a et 232b espacées l'une de l'autre d'environ la moitié de la dimension principale, c'est-à-dire la longueur, du panneau. Les panneaux restants 230b, 230c, 230d, 230e et 230f comprennent chacun une paire de raidisseurs intérieurs 233b1, 233b2; 23 1, 233c2, 233d1, 233d2, 233e1, 233e2; 233f1, 233f2, respectivement, qui sont espacés de la même distance. La jonction des branches 232a, 232b de l'élément de raidissement en "Y" du panneau 230 est articulée par une charnière 214 à l'extrémité de l'élément de support 210 qui est éloignée du corps 1 du satellite, cette extrémité étant l'extrémité droite de l'élément 210 sur la figure 2a. Sur la figure 2a, le bord gauche du panneau 230b est articulé par des charnières 216bl et 216b2 au bord droit du panneau 230a, les charnières se trouvant aux extrémités des raidisseurs. Plus particulièrement, une charnière 216bl est fixée aux panneaux 230a et 230b aux extrémités en regard des raidisseurs 232a et 233bl, respectivement, et une charnière 216b2 est fixée aux panneaux 230a et 230b aux extrémités en regard des raidisseurs 232b et 233b2, respectivement. De façon similaire, le bord gauche du panneau 230c est articulé par des charnières 216cl et 216c2 au bord droit du panneau 230b, les charnières se trouvant aux extrémités en regard des raidisseurs; plus particulièrement, une charnière 216cl est fixée aux panneaux 230b et 230c aux extrémités en regard des raidisseurs 233bol et 233c1, respectivement, et une charnière 216c2 est fixée aux panneaux 230b et 230c aux extrémités en regard des raidisseurs 233b2 et 233c2, respectivement. Le bord gauche du panneau 230d est articulé par des charnières 216dl et 216d2 au bord droit du panneau 230cl les charnières se trouvant aux extrémités en regard des raidisseurs 233c1 et 233d1; 233c2 et 233d2. Le panneau 230e est articulé par des charnières 216el et 216e2 au panneau 230d, les charnières 216el et 216e2 se trouvant aux extrémités en regard des raidisseurs 233d1 et 233e1; 233d2 233e2. Le panneau 230f est articulé par des charnières 216fl et 216f2 au panneau 230e, les charnières 216fl et 216f2 se trouvant aux extrémités en regard des raidisseurs 233el et 233f1; 233e2 et 233f2. Sur la figure 2b, les cercles, dont certains sont référencés 240, représentent des ouvertures traversantes qui permettent le passage de câbles de retenue destinés à retenir les panneaux dans la position pliée. La figure 2b est une vue de côté ou par la tranche du système de panneaux solaires de la figure 2a. Sur la figure 2b, on voit que des jeux de deux charnières, tels que le jeu comprenant les charnières 216cl et 216c2, sont représentés comme n'étant qu'une seule charnière car 216cul est cachée derrière 216c2. La partie en trait plein du système de la figure 2b représente la forme idéale, c'est-à-dire non déformée, du système, à savoir une ligne droite, correspondant à un état coplanaire des panneaux associés 230a, 230h, 230c, 230d, 230e et 230f. La vue en traits interrompus montre sous une forme exagérée ce qui arrive lorsque l'un des panneaux, dans ce cas le panneau 230a, se déforme en se courbant, comme cela pourrait se produire si le panneau était sensible à la température et était soumis à un apport soudain d'énergie solaire à partir d'une de ses faces. Un tel effet a lieu si cette face du panneau qui reçoit l'insolation a tendance à chauffer et, de ce fait, à se dilater, avec pour conséquence que le panneau a tendance à se courber ou se cintrer , à la façon d'un bilame en présence de chaleur, I1 convient de souligner que ce cintrage a lieu dans deux plans et que seul le cintrage dans un seul plan est visible sur la figure 2b. L'effet d'une entrée brusque du panneau solaire du satellite dans la lumière solaire ou dans une situation d'éclipse a pour conséquence une tendance de tous les panneaux solaires à se courber ou se cintrer en même temps. Ce cintrage, à son tour, a pour effet que des parties du système de panneaux solaires qui se trouvent à l'extrémité la plus éloignée ou la plus distante du corps du satellite se déplacent le long d'un arc. Par exemple, on peut voir le centre de gravité ou barycentre référencé 220a sur la figure 2h se déplacer jusqu'à un endroit 220b qui se trouve à une plus courte distance que celle dont s'est déplacé le bout ou extrémité la plus éloignée du panneau solaire. Ce cintrage relativement brusque quand le satellite rencontre ou quitte une situation d'éclipse est un déplacement réel, d'une composante relativement grande, du centre de gravité du satellite, ce déplacement tendant à perturber ou modifier l'orientation du satellite. Le système de commande d'orientation du satellite est un système à rétroaction qui sollicite le satellite vers l'orientation voulue, mais la réponse transitoire de ce système à rétroaction a tendance à être lente et peut ne pas être apte à compenser la modification thermique brusque du panneau solaire, bien que celui-ci, dans le temps, reprenne l'orientation voulue. Toutefois, un satellite géosynchrone rencontre ou quitte une situation d'éclipse deux fois par jour avec pour effet qu'il existe une tendance possible à l'apparition d'erreurs d'orientation transitoires relativement fréquentes. De telles erreurs d'orientation sont indésirables car elles nuisent au pointage des antennes des satellites et, de ce fait, ont tendance à réduire le rapport signal/bruit (5/B) près des bords de la zone couverte par les antennes. La figure 3a est une vue en plan simplifiée d'un satellite comprenant un panneau solaire selon la présente invention, Sur la figure 3a, le corps 1 du satellite est articulé, au niveau d'une charnière 212, sur une extrémité proximale 210p d'une premiere poutre de support 210, et une poutre 210 est fixée, par une charnière 214, située à son extrémité distale 210d, à l'extrémité proximale d'une autre section allongée 333a d'une poutre de support 333 prolongée, c'est-à-dire déployée. Pour des raisons de simplification, on a appelé dans le présent exposé "poutres de support" les sections de poutres de support elles-mêmes. L'extrémité distale de la poutre de support 333a est articulée, à son extrémité distale, sur l'extrémité proximale d'une autre poutre de support 333b par une charnière 316b. L'extrémité distale de la poutre de support 333b est articulée à l'extrémité proximale d'une autre poutre de support 333c par une charnière 316c, et l'extrémité distale de la poutre de support 333c est articulée à l'extrémité proximale d'une autre poutre de support 333d par une charnière 316d. L'extrémité distale de la poutre de support 333d est articulée à l'extrémité proximale d'une autre poutre de support 333e par une charnière 316e, et l'extrémité distale d'une poutre de support 333e est articulée à l'extrémité proximale d'une autre poutre de support 333f par une charnière 316f. Les poutres allongées 333a, 333b, 333c, 333d, 333e et 333f sont de préférence en un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique (CDT) relativement faible, comme par exemple un ester du type cyanate imprégné de graphite, ce qui fait que le cintrage des poutres dans leur état déployé est minimal. De plus, les poutres sont de préférence isolées d'une manière choisie pour minimiser l'absorption de chaleur pendant l'insolation. Cette isolation peut comprendre des couches de feutre placées autour des poutres de support à des endroits éloignés des charnières, avec un ruban d'isolation enroulé autour des poutres dans les régions situées près des charnières, de manière à empêcher ainsi que des parties instables des couches de feutre viennent interférer avec l'ouverture des charnières. Les panneaux solaires individuels constituant le système de panneaux solaires comprend des panneaux 330al, 330bl, 330cl, 330dl, 330el et 330fl se trouvant au-dessus du système de poutres de support dépliées 333a, 333b, 333c, 333d, 333e et 333f comme représenté sur la figure 3a. Un autre jeu de panneaux solaires 330a2, 330b2, 330c2, 330d2, 330e2 et 330f2 se trouve en dessous des poutres de support dépliées. Chacun des panneaux solaires des jeux supérieur et inférieur est fixé individuellement par un support, dont certains sont référencés 326, à celles associées des poutres de support. Plus particulièrement, les panneaux solaires 330ail et 330a2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333a, les panneaux solaires 330bl et 330b2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333b, les panneaux solaires 330cl et 330c2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333c, les panneaux solaires 330dl et 330d2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333d, les panneaux solaires 330el et 330e2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333e, et les panneaux solaires 330fl et 330f2 sont tous deux fixés individuellement à la poutre de support 333f. Au lieu de fixer rigidement les panneaux aux poutres de support au moyen de supports 326, les supports 326 peuvent à la place de cela constituer les charnières. Cette façon d'articuler les poutres de support conjointement avec la façon d'articuler les panneaux aux poutres de support permet aux panneaux d'être stockés dans un compartiment ayant des dimensions linéaires relativement faibles. La figure 3b est une vue de côté simplifiée de l'agencement de la figure 3a, les plans dans lesquels se trouvent les panneaux étant décalés volontairement jusqu'à un endroit situé en dessous de leurs emplacements réels, de manière que les supports de panneaux puissent mieux apparaître. En réalité, le plan dans lequel se trouvent les panneaux 330a, 330b, 330c, 330d, 330e et 330f passent par l'axe 8 des poutres déployées 333a, 333b, 333c, 333d, 333e et 333f. Cet agencement supporte les panneaux les plus distaux, tels que le panneau 330fl, au moyen d'une poutre déployée dont le coefficient de température est relativement faible et qui, comme mentionné, peut en outre être protégée contre le rayonnement direct. La poutre de support déployée 333 a, ainsi, une faible tendance inhérente à se courber pendant le changement de température quand le satellite rencontre ou quitte une situation d'éclipse. On remarquera sur la figure 3b que, même si la poutre de support 333 n'a pas tendance elle-même à se courber sous l'effet des changements d'insolation, les panneaux solaires auxquels elle est fixée n'ont pas cette tendance car leur structure plane et de grandes dimensions permet néessairement de grandes quantités d'insolation et éventuellement parce que des conditions de structure nécessitent l'utilisation de matériaux ayant un plus grand coefficient de dilatation thermique. Sur la figure 3c, le panneau 330a2 est pris comme étant représentatif de tout panneau ayant la structure de la figure 3a. Comme représenté par les flèches 350 sur la figure 3c, la tendance du panneau 330a2 à se courber peut être communiquée à sa poutre de support 333a par l'intermédiaire des supports 326 et 3262. En plus du panneau 330a2 qui est représenté sur la figure 3c, un autre panneau est accouplé de façon similaire, à savoir le panneau 330al. La tendance au cintrage ou forces de cintrage des deux panneaux agit ainsi de manière à communiquer un moment de cintrage à la poutre de support 333a et seule la rigidité de la poutre de support s'y oppose. Selon un autre aspect de la présente invention, on améliore le comportement nécessaire d'une poutre de support qui est très poutre de support associée uniquement par un seul élément de fixation, le cintrage du panneau sous l'effet des variations de température ne peut pas appliquer un couple à la poutre de support qui, par conséquent, ne peut pas fléchir en réponse au cintrage du panneau. La poutre de support, grâce à ses accouplements singuliers, ne se courbe que dans la mesure où l'insolation qu'elle reçoit agit sur son propre coefficient de dilatation thermique. Selon un autre aspect de l'invention, les parties 333 de poutre de support sont formées d'un matériau ayant un faible coefficient de dilatation thermique1 comme par exemple un ester du type cyanate imprégné de graphite ou renforcé par du graphite. Selon un des modes de mise en oeuvre de l'invention, la poutre est isolée thermiquement de manière à réduire les effets de l'insolation. L'isolation thermique peut se présenter sous la forme de couches de feutre appliquées à la partie principale de chaque section de poutre et d'un ruban isolant enroulé autour de la section de poutre dans la région des charnières. L'isolation thermique tend à réfléchir l'insolation, comme il est bien connu de l'homme de métier, et même si la température extérieure de l'isolation peut augmenter par suite de l'absorption inévitable de l'énergie solaire, l'isolation a tendance à ne permettre à la chaleur d'être transférée à la poutre sousjacente que lentement, de sorte que les changements de température ont tendance à prendre une valeur moyenne dans le temps. L'utilisation d'une isolation pour réduire les changements de température auxquelles la poutre de support ou les sections de poutre de support sont exposées, conjointement avec l'utilisation de matériaux de poutre à faible coefficient, a tendance à réduire la quantité de cintrages introduite par les sections de poutre elles-mêmes. Ceci permet le déploiement de systèmes de panneaux solaires (ou d'antennes) relativement grands sans flexion excessive des panneaux déployés, et sans la variation relativement grande de l'emplacement effectif du centre de gravité du système déployé. L'absence de changements importants de l'emplacement du centre de gravité effectif du système déplié a tendance, à son tour, à réduire les effets nuisibles sur l'orientation du satellite. La figure 5 montre une charnière 510 qui peut être utilisée dans l'agencement des figures 3a, 3b, 3c et 4. Sur la figure 5, la charnière 510 est représentative de toute charnière de l'agencement des figures 3a, 3b, 3c et 4. Pour des raisons de précision, la charnière 510 est représentée comme étant montée entre les sections de poutres 230a et 230b. La charnière 510 de la figure 5 comprend un oeil ou charnion 512 à roulements qui est fixé à la section de poutre 230a et un autre oeil ou charnion 514 qui est fixé à la section de pouture 230b. L'oeil 514 est fixé à une broche 516 par une goupille 518. La broche 516 tourne à l'intérieur de l'oeil 512 sur des roulements à billes 520 et 522. Un ressort de torsion hélicoïdal 524 centré sur la broche 516 est fixé à une de ses extrémités, à l'oeil 514 et, à son autre extrémité, à l'oeil 512 ( les fixations ne sont pas représentées) afin de solliciter la charnière vers la position de dépliage, c'est-à-dire d'ouverture. La vitesse de dépliage ou déploiment est commandée par un amortisseur hydraulique 530 qui est monté sur un support d'amortisseur 534 fixé à l'oeil 512 et qui est couplé de manière à déplacer la broche 516 à l'aide d'un accouplement 532 conçu pour compenser tout défaut d'alignement de la broche, par exemple un accouplement Oldham. La figure 6 représente sur un graphique une impulsion, mesurée en milli-Newton-mètres-secondes, appliquée au corps du satellite, en fonction du coefficient de dilatation thermique de la feuille de côté face du panneau ou substrat de support de réseaux de cellules solaires, pour un agencement de douze panneaux disposés comme représenté sur les figures 3a, 3b et 3c, avec des substrats de panneaux à âme en nid d'abeilles en aluminium munis de feuilles de côté face en matériaux ayant des coefficients de dilatation thermique différents. L'impulsion qui est représentée sur la figure 6 résulte d'une variation thermique brusque attribuable au fait que le satellite entre dans une situation d'éclipse et quitte cette situation. Le tracé en traits interrompus représente un agencement monté en série selon la technique antérieure tandis que le tracé en trait plein concerne un agencement monté en "parallèle" selon l'invention. L'emplacement de la feuille de côté face en KAPTON à +0,14 ppm/OC est indiqué par une flèche. L'agencement selon la présente invention donne une impulsion beaucoup plus faible que celle et toutes les valeurs du coefficient de dilatation thermique indiquées. La figure 7 représente sur un graphique la vitesse angulaire du barycentre du satellite, exprimée en arcsecondes/secondes, en fonction du coefficient de dilatation thermique de la feuille de côté face de substrat ou de panneau, et calculée pour un satellite muni de panneaux solaires montés en série selon la technique antérieure (courbe en traits interrompus) et pour un agencement selon la présente invention (courbe en trait plein). L'amélioration procurée par l'invention apparaît tout à fait clairement, la vitesse angulaire étant inférieure pour toutes les valeurs non nulles du coefficient de dilatation thermique de la feuille de côté face. La figure 8 est un schéma simplifié illustrant les connexions électriques qui peuvent être utilisées conjointement avec un agencement de panneaux solaires selon l'invention. Ainsi, selon un aspect de l'invention, un satellite 2100 comprend un corps 1, et un dispositif 810 alimenté électriquement, comme par exemple un circuit de traitement de signaux ou un amplificateur, associé au corps 1. Un agencement 812 de coupleur d'énergie comprend des bornes d'entrée 8121, ...,81212 destinées à recevoir l'énergie électrique, et est couplé au dispositif 810 alimenté électriquement, pour coupler l'énergie électrique provenant des bornes d'entrée 812t, . . . ,8l2l2 de l'agencement 812 de couplage d'énergie au dispositif 810 alimenté électriquement en vue de son excitation. Des premier 330al et second 330fl panneaux solaires comprennent chacun au moins un convertisseur d'énergie ou cellule solaire 8291,...,8292 destiné à transformer l'énergie d'insolation en énergie électrique, et comprend aussi des bornes 830ai , 830a2; ,..; 830f1, 830f2 reliées mutuellement avec les bornes d'entrée 812,...,81212 de l'agencement 812 de couplage d'énergie pour coupler l'énergie électrique provenant des panneaux solaires 330a1,...,330f1 à l'agencement 812 de couplage d'énergie pendant les intervalles durant lesquels les panneaux solaires sont insolés. Des supports 210, 333a, 333b, 333c, 333d, 333e, 333f de panneaux solaires déployables sont accouplés au corps 1. Les supports 210, 333a, 333b, 333c, 333d, 333e, 333f de panneaux solaires comprennent au moins des première 210 et seconde 333f poutres allongées et chacune des première 210 et seconde 333f poutres allongées définissent des première 210p; 333fp et seconde 210d; 333fd extrémités, la première extrémité 210p de la première poutre allongée 210 étant fixée au corps 1 d'une manière qui permet à la première poutre allongée d'être adjacente à l'autre structure du satellite dans un état plié de la première poutre allongée 210, et la seconde extrémité 210d de la première poutre allongée 210 étant accouplée à la première extrémité 333fp de la seconde poutre allongée 333f d'une manière qui permet à la seconde poutre allongée d'être adjacente à l'autre structure du satellite dans l'état plié de la seconde poutre allongée 333f. Les première 210 et seconde 333f poutres allongees peuvent être déployées de l'état plié jusqu'à un état déplié (figures 3a, 3b) dans lequel l'état déplié des première 210 et seconde 333f poutres allongées sont au moins approximativement alignées ou mutuellement parallèles. Les première 210 et seconde 333f poutres allongées des supports 210, 333a, 333b, 333c, 333d, 333e, 333f de panneaux solaires déployables sont aussi accouplées mécaniquement aux premier 330al et second 330fl panneaux solaires, respectivement pour supporter, dans l'état déplié, les premier 330al et second 330fl panneaux dans un système dans lequel les panneaux sont sensiblement parallèles. Dans cet agencement, une déformation du premier panneau 330al, qui est dûe aux effets thermiques de l'insolation, n'affecte pas l'orientation du second panneau 330fl dans l'état déployé. L'agencement de coupleur d'énergie comprend, dans un premier mode de réalisation de l'invention, un conditionneur d'énergie 816 destiné à commander la tension et/ou le courant provenant de l'énergie électrique. Dans un mode de réalisation particulier, chacun des premier et second panneaux solaires comprend des bornes positive et négative où des tensions continues positives et negatives sont générées par les panneaux solaires pendant l'insolation, et l'interconnexion avec les bornes d'entrée de l'agencement de coupleur d'énergie comprend (a) une connexion 890 entre la borne positive du premier panneau solaire 330al et une première 812ai des bornes d'entrée de l'agencement de coupleur d'énergie 812, (b) une connexion 892 entre la borne négative 830f2 du second panneau solaire 330fl et une seconde 81212 des bornes d'entrée de l'agencement de coupleur d'énergie 812, et (c) une série d'agencement de connexion 894 couplée à la borne négative 830a2 du premier panneau solaire 330al et à la borne positive 830fl du second panneau solaire 330fl pour relier les premier 330al et second 330fl panneaux solaires électriquement en série de manière à augmenter ainsi la tension fournie par les panneaux solaires à l'agencement de coupleur d'énergie 812, L'agencement de connexion en série du système peut comprendre des panneaux solaires 896 autres que les premier et second panneaux solaires. L'agencement de coupleur d'énergie comprend un agencement destiné à coupler au moins certains des panneaux solaires, suivant un montage électrique série-parallèle, pour obtenir ainsi à partir du système une tension totale qui est supérieure à la tension qui peut être obtenue à partir d'un seul des panneaux solaires, et également pour obtenir une possibilité d'un courant supérieur au courant qui peut être obtenu à partir d'un seul des panneaux solaires. Dans un des modes de réalisation, la première poutre allongée 333a est accouplée mécaniquement au premier panneau solaire 330al à un seul endroit sur la longueur de la première poutre allongée 333a, grâce à quoi, toute tendance du premier panneau solaire 330al à se courber n'est pas communiquée à la première poutre allongée 333a, ou aux autres panneaux 330bl, 330cl, 330dl, 330el, 330b2, 330c2, 330d2, 330e2 sur la longueur des poutres combinées. Les premier 330al et second 330fl réseaux de cellules solaires peuvent être supportés par un panneau de support formé d'un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique qui est inférieur à celui du matériau des première et seconde poutres allongées. Le matériau des poutres peut être un ester du type cyanate renforcé par du graphite. Le matériau des panneaux de support peut comprendre des éléments structuraux en aluminium. D'autres modes de réalisation de l'invention apparaîtront à l'homme de métier. Par exemple, les agencements de commande d'énergie constitués par l'agencement 812 de la figure 8 peuvent comprendre des batteries et des convertisseurs d'énergie bidirectionnels, comme il est bien connu dans la technique, pour fournir l'énergie à partir des batteries ou à partir des panneaux solaires aux dispositifs électriques, selon l'état d'insolation des panneaux et la charge appliquée par les dispositifs électriques. Bien que l'on ait décrit un seul type d'accouplement à alignement de broches pour accoupler la broche de charnière à l'amortisseur, on peut utiliser n'importe quel type approprié. On peut bien évidemment utiliser d'autres types de charnière. I1 est bien entendu que la description qui précède n'a été donnée qu'à titre purement illustratif et non limitatif et que des variantes ou des modifications peuvent y être apportées dans le cadre de la présente invention. REVENDICATIONS 1. Satellite caractérisé par le fait qu'il comprend: un corps (1); un dispositif (810) alimenté électriquement et associé audit corps; un moyen (812) de couplage d'énergie comprenant des bornes d'entrée (8121,..., 81212) destinées à recevoir de l'énergie électrique et couplées également audit dispositif alimenté électriquement pour coupler ladite énergie électrique desdites bornes d'entrée dudit moyen de couplage d'énergie audit dispositif alimenté électriquement en vue de l'excitation de celui-ci; des premier (330a) et second (330fl) panneaux solaires comprenant des moyens (8291,..., 8292) pour convertir l'énergie d'insolation en énergie électrique, et comprenant aussi des bornes (830al, 830a2;...; 830fl, 830f2) reliées mutuellement avec lesdites bornes d'entrée (8121, .... 81212) dudit moyen de couplage d'énergie pour coupler l'énergie électrique desdits panneaux solaires audit moyen d'accouplement pendant les intervalles durant lesquels lesdits panneaux solaires sont insolés; des moyens (210, 333a, 333b, 333c, 333d, 333e, 333f) de support de panneaux solaires couplés audit corps, lesdits moyens de support de panneaux solaires comprenant au moins des première (210) et seconde (333f) poutres allongées, chacune desdites première et seconde poutres allongées comprenant des première (210p; 333fp) et seconde (210d; 333fd) extrémités, ladite première extrémité de ladite première poutre allongée étant fixée audit corps d'une manière qui permet à ladite première poutre allongée d'être adjacente à l'autre structure dudit satellite dans un état plié de ladite première poutre allongée, ladite seconde extrémité de ladite première poutre allongée étant couplée à ladite première extrémité de ladite seconde poutre allongée d'une manière qui permet à ladite seconde poutre allongée d'être adjacente à l'autre structure dudit satellite dans un état plié de ladite seconde poutre allongée, lesdites première et seconde poutres allongées pouvant être dépliées dudit état plié jusqu'à un état déplié dans lequel lesdites première et seconde poutres allongées se trouvent au moins approximativement alignées, lesdites première et seconde poutres allongées desdits moyens (210, 333a, 333b, 333c, 333d, 333e, 333f) de support de panneaux solaires déployables étant aussi couplées mécaniquement auxdits premier et second panneaux solaires, respectivement, pour, dans ledit état déplié, supporter lesdits premier et second panneaux dans un système dans lequel lesdits panneaux sont sensiblement parallèles, grâce à quoi une déformation dudit premier panneau qui peut être attribuée aux effets thermiques de ladite insolation n'affecte pas l'orientation dudit second panneau dans l'état déplié. 2. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moyen (812) de couplage d'énergie comprend un moyen (816) de conditionnement d'énergie destiné à commander au moins soit la tension soit le courant de ladite énergie électrique. 3. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que chacun desdits premier et second panneaux solaires comprend des bornes positive et négative où sont générées des tensions continues positives et négatives dans lesdits panneaux solaires pendant ladite insolation, et en ce que ladite connexion mutuelle avec lesdites bornes d'entrée dudit moyen de couplage d'énergie comprend (a) une connexion (890) entre ladite borne positive dudit premier panneau solaire et une première (812a) desdites bornes d'entrée dudit moyen de couplage d'énergie, (b) une connexion (892) entre ladite borne négative dudit second panneau solaire et une seconde (81212) desdites bornes d'entrée dudit moyen de couplage d'énergie, et (c) un moyen (894) de connexion en série couplé à ladite borne négative dudit premier panneau solaire et à ladite borne positive dudit second panneau solaire pour relier électriquement en série lesdits premier et second panneaux solaires de manière à augmenter ainsi la tension que peut obtenir desdits panneaux solaires ledit moyen de couplage d'énergie. 4. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moyen de couplage d'énergie comprend un moyen pour coupler au moins certains desdits panneaux solaires suivant ion montage électrique série-parallèle pour obtenir ainsi dudit système une tension totale qui est supérieure à la tension pouvant être obtenue à partir d'un seul desdits panneaux solaires et pour obtenir aussi une possibilité d'un courant supérieure au courant qui peut être obtenu d'un seul desdits panneaux solaires. 5. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite première poutre allongée est accouplée mécaniquement audit premier panneau solaire à un seul endroit sur la longueur de ladite première poutre allongée, grâce à quoi toute tendance dudit premier panneau solaire à se courber n'est pas communiquée à ladite première poutre allongée. 6. Satellite selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite seconde poutre allongée est accouplée mécaniquement audit second panneau solaire à un seul endroit sur la longueur de ladite seconde poutre allongée, grâce à quoi toute tendance dudit second panneau solaire à se courber n'est pas communiquée à ladite seconde poutre allongée. 7. Satellite selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits premier et second panneaux solaires sont supportés par des panneaux de support présentant un coefficient de dilatation thermique, et lesdites première et seconde poutres allongées sont formées d'un matériau ayant un coefficient de dilatation thermique qui est inférieur à celui desdits panneaux de support. 8. Satellite selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit matériau desdites première et seconde poutres allongées est un ester du type cyanate renforcé par du graphite. 9. Satellite selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits panneaux de support comprennent des éléments structuraux en aluminium.