FR 2768399 A1 19990319 FR 9711365 A 19970912 La présente invention concerne un procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel. Lorsqu'un satellite est destiné à être placé sur une orbite haute dite "géostationnaire" ou "géosynchrone" (avec une période de révolution de 24 heures, égale à celle de la Terre), la mise à poste du satellite sur ladite orbite est généralement effectuée après lancement du satellite en orbite de transfert géostationnaire, c'est à-dire qu'il rejoint ensuite par ses propres moyens l'orbite géostationnaire proprement dite. Cette solution constitue, jusqu'à présent, le meilleur compromis technico-économique, tant pour les lanceurs que pour les satellites. Toutefois, de nouveaux lanceurs, plus puissants, offrent actuellement la possibilité de lancer les satellites directement en orbite géostationnaire. Par ailleurs, le développement de la propulsion électrique sur les satellites compromet la possibilité, pour ceuxci, de faire par eux-mêmes le transfert vers leur orbite finale, car les niveaux de poussée des propulseurs électriques sont très faibles. A moyen terme, il est donc probable que la procédure standard soit d'effectuer un lancement direct en orbite géostationnaire. Dans ce cas, le dernier étage (ou étage supérieur) du lanceur doit placer le ou les satellites directement sur l'orbite géostationnaire, puis il doit rejoindre une orbite dite "cimetière", située, par exemple, à environ 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire, où il est passivé pour ne pas créer de débris spatiaux. Toutefois, cela pose de nombreux problèmes. Tout d'abord, dans le cas de lancement double, il semble exclu de larguer la structure porteuse sur l'orbite géostationnaire. Il faudra donc la garder solidaire de l'étage supérieur pour l'évacuer ensuite vers l'orbite cimetière en même temps que ledit étage supérieur. Par ailleurs, après avoir séparé le ou les satellites, l'étage supérieur doit être rallumé (au moins une fois) pour rejoindre l'orbite cimetière. L'un des scénarios pour cela (transfert de Hohman) consiste à fournir une première impulsion de 5,5 m/s, à attendre environ 12 heures, à fournir une seconde impulsion de 5,5 m/s, puis à passiver l'étage. Il existe bien sur des scénarios moins longs, mais tous exigent de rallumer l'étage supérieur au moins une fois et de fournir au moins une impulsion égale ou supérieure à 11 m/s. En outre, en cas de problème majeur après envoi de l'étage supérieur sur l'orbite géostationnaire, ce dernier peut rester "coincé" sur cette orbite (voire même exploser et créer des débris nuisibles pour les satellites géostationnaires). La presente invention a pour but d'éviter ces inconvénients. A cet effet, le procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel injecté sur ladite orbite par un lanceur spatial, est remarquable, selon l'invention, par a) l'ensemble constitué par le dernier étage dudit lanceur et le satellite à injecter sur l'orbite géostationnaire est tout d'abord envoyé directement sur une orbite cir culaire, dite cimetière, proche de l'orbite géostation naire, mais suffisamment éloignée de cette dernière pour éviter d'éventuelles interférences avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire, b) le satellite est séparé dudit dernier étage, lequel de meure sur ladite orbite cimetière, et c) le satellite rejoint l'orbite géostationnaire à partir de ladite orbite cimetière. Ainsi, plutôt que le lanceur (dernier étage ou composite supérieur de celui-ci) place directement le satellite sur l'orbite géostationnaire, il l'envoie sur l'orbite dite cimetière. L'étage supérieur du lanceur largue le satellite qui rejoint par ses propres moyens l'orbite géostationnaire (mais l'effort à fournir est très modeste pour le satellite, et avoir une orbite initiale différente de son orbite finale peut faciliter sa mise à poste définitive). En cas de lancement double, le lanceur largue sa structure porteuse directement sur l'orbite cimetière (elle n'a donc pas à rester solidaire de l'étage supérieur). Par ailleurs, l'étage supérieur (ou dernier étage) étant directement sur l'orbite cimetière, il n'est plus nécessaire de le rallumer : il ne reste plus qu'à le passiver. De préférence, ladite orbite cimetière est à une altitude éloignée de quelques dizaines à quelques centaines de kilomètres de l'orbite géostationnaire, notamment située à environ 300 kilomètres au-dessus de l'orbite géostationnaire. De plus, avantageusement, dans l'étape c) - on amène tout d'abord le périgée du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire grâce à une pre mière impulsion - on attend environ 12 heures que le satellite rejoigne le périgée de sa nouvelle orbite, et - on amène l'apogée de l'orbite du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire grâce à une seconde impul sion. De plus, lesdites première et seconde impulsions peuvent valoir alors 5,5 m/s et sont des rétroimpulsions dans le cas d'une orbite cimetière située au-dessus de l'orbite géostationnaire. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Les figures 1 à 4 illustrent, de façon très schématique, les différentes étapes du procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel, selon l'invention. Tout d'abord, le composite supérieur L du lanceur, avec son ou ses satellites S, est injecté sur une orbite C dite cimetière à, par exemple, 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire G, c'est-à-dire sur une orbite permettant d'éviter toute interférence avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire. Pour mémoire, on rappelle que cette dernière se situe à environ 36 000 km du sol terrestre. En regard de la figure 1, cette étape se décompose en plusieurs phases - P1 : une première phase propulsée, à partir de la Terre T, - P2 : une phase balistique, - P3 : une seconde phase propulsée (circularisation sur l'orbite cimetière). Sur l'orbite cimetière C, le composite supérieur L largue son ou ses satellites S (figure 2). On notera que les éventuelles structures porteuses des satellites peuvent être larguées sur l'orbite cimetière C, sans autre précaution que de ne pas heurter le lanceur ou les satellites. Une fois sa mission terminée, le composite supérieur L est passivé (notamment par vidange de ses fluides) pour éviter tout risque d'explosion. Chaque satellite S doit ensuite rejoindre l'orbite géostationnaire G par ses propres moyens (figure 3), mais cela ne nécessite qu'un effort très modeste. A titre d'exemple non limitatif, si l'on fait l'hypothèse d'un transfert de Hohman depuis une orbite cimetière C située, par exemple, à 300 km au-dessus de l'orbite géostationnaire G, on obtient le scénario suivant - tout d'abord, on abaisse de 300 km (par exemple) le pé rigée de l'orbite du ou des satellites (c'est-à-dire que l'on place le périgée à l'altitude de l'orbite géo stationnaire G) grâce à une rétroimpulsion R1 de, par exemple, 5,5 m/s (première phase propulsée du satel lite, soit désorbitation), - on attend environ 12 heures (une demi-période de l'orbite) que le satellite rejoigne le périgée de sa nouvelle orbite G, - on abaisse de 300 km l'apogée de l'orbite du satellite (c'est-à-dire que l'on place le satellite sur l'orbite géostationnaire G) grâce à une rétroimpulsion R2 de 5,5 m/s (seconde phase propulsée du satellite, soit circu larisation), - le satellite S est alors sur l'orbite géostationnaire G et peut entamer sa mise à poste (figure 4). REVENDICATIONS 1. Procédé de mise sur orbite géostationnaire d'un satellite artificiel injecté sur ladite orbite par un lanceur spatial, caractérisé par a) l'ensemble constitué par le dernier étage (L) dudit lanceur et le satellite (S) à injecter sur l'orbite géostationnaire (G) est tout d'abord envoyé directement sur une orbite circulaire (C), dite cimetière, proche de l'orbite géostationnaire (G), mais suffisamment éloignée de cette dernière pour éviter d'éventuelles interférences avec des objets spatiaux se trouvant sur l'orbite géostationnaire (G), b) le satellite (S) est séparé dudit dernier étage (L), lequel demeure sur ladite orbite cimetière (C), et c) le satellite (S) rejoint l'orbite géostationnaire (G) à partir de ladite orbite cimetière (C). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite orbite cimetière (C) est à une altitude éloignée de quelques dizaines à quelques centaines de kilomètres de l'orbite géostationnaire (G). 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite orbite cimetière (C) est située à environ 300 kilomètres au-dessus de l'orbite géostationnaire (G). 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1à 3, caractérisé en ce que dans l'étape c): - on amène tout d'abord le périgée du satellite (S) à l'altitude de l'orbite géostationnaire (G) grâce à une première impulsion (R1) ; - on attend environ 12 heures que le satellite (S) rejoi gne le périgée de sa nouvelle orbite, et - on amène l'apogée de l'orbite du satellite à l'altitude de l'orbite géostationnaire (G) grâce à une seconde im pulsion (R2). 5. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdites première et seconde impulsions (R1, R2) valent 5,5 m/s. 6. Procédé selon la revendication 4 ou la revendication 5 et la revendication 3, caractérisé en ce que lesdites première et seconde impulsions (R1, R2) sont des rétroimpulsions.