FR 2818469 A1 20020621 FR 0016311 A 20001214 Dispositif de détermination de la direction visée par un faisceau émis depuis un satellite en orbite et satellite équipé d'un tel dispositif L'invention concerne un dispositif de détermination de la direction visée par un faisceau et en particulier un faisceau laser émis depuis un satellite en orbite, ainsi qu'un satellite équipé d'un tel dispositif. Elle vise notamment à améliorer la qualité de visée d'un liar spatial et en particulier d'un lidar météorologique effectuant des mesures de vitesse relatives aux vents dans l'atmosphère de la terre ou d'une autre planète. Le dispositif, selon l'invention vise plus particulièrement à réduire l'incertitude mesure absolue portant sur la direction de visée suivie par un faisceau émis depuis un satellite orbitant autour d'un corps céleste et en particulier autour de la terre. Une technique connue visant à obtenir une détermination précise de la direction de visée suivie par un faisceau laser émis par un lidar embarqué à bord d'un satellite implique l'usage d'un système de localisation permettant de connaître la position du satellite par rapport au corps céleste autour duquel il est en orbite et d'un système de détermination d'attitude qui permet plus particulièrement de déterminer avec précision la direction de visée du lidar placé dans ce satellite. Un exemple d'agencement organisé de cette manière est divulgué dans le document US-A- 5808732, il est destiné à un satellite de mesure altimétrique de niveau des océans et de la couverture glaciaire terrestre et il comporte un système de localisation de type GPS (pour"global positionning system") et un système de détermination d'attitude Ce dernier est utilisé pour déterminer avec précision l'orientation du faisceau laser exploité pour les mesures altimétriques, il comporte un agencement optique localisateur permettant d'obtenir une image d'une zone céleste, au travers d'un télescope dont la direction de visée est dirigée à l'opposé de celle du faisceau laser et au niveau d'un détecteur, sensible à la lumière, couramment appelé senseur stellaire, qui fournit des indications sur les positions et les intensités des sources lumineuses détectées. Ces indications sont exploitées par un calculateur embarqué qui dispose d'informations inertielles relatives à un nombre d'étoiles qui est suffisant pour permettre une couverture complète des attitudes prises par le satellite et donc par le faisceau laser quel que soit le positionnement orbital du satellite. La direction de visée du faisceau laser est déterminée au moyen d'un sous-ensemble de mesure qui associe deux réseaux de diffraction dans le cadre d'une structure rhomboédrique et un agencement localisateur tel que défini ci-dessus. Un premier des réseaux de diffraction est positionné par rapport au laser de manière à être traversé sans déviation par la plus grande partie de l'énergie constituant le faisceau émis, le restant étant diffracté vers le second réseau. Le faisceau échantillon correspondant à la partie du faisceau diffracté est aligné par l'intermédiaire de ce second réseau de manière à ce qu'une petite partie de ce faisceau échantillon constituant un faisceau échantillon atténué soit vers l'agencement localisateur. L'axe du faisceau échantillon est préférablement orienté de manière à couper l'axe de visée de l'agencement localisateur, le second réseau de diffraction étant positionné à l'intersection de ces deux axes. Le signal optique que constitue le faisceau échantillon atténué est traité par le senseur stellaire comme les signaux optiques qui lui parviennent au travers du télescope et la position de ce faisceau échantillon atténué peut être déterminée par le calculateur embarqué par rapport à celles des sources lumineuses célestes dont les rayonnements sont simultanément captés. L'agencement évoqué ci-dessus et les divers agencements plus ou moins équivalents fonctionnellement ont pour inconvénient d'être complexes, ils impliquent la mise en oeuvre de composants coûteux dont l'agencement doit être réalisé d'une manière précise, difficile à préserver dans les conditions environnementales sévères où le dispositif est amené à fonctionner, de manière à permettre l'obtention de résultats de qualité en particulier en matière de précision et de fidélité. L'invention propose donc un dispositif permettant de déterminer la direction de visée selon laquelle est émis, depuis un satellite en orbite autour d'un corps céleste, un faisceau produit par une source incluse dans un sous-ensemble fonctionnel dudit satellite qui comporte un système de détermination de position lui permettant de se localiser vis-à-vis du corps céleste autour duquel il orbite et un système de détermination d'attitude lui permettant de connaître son orientation, ce système de détermination d'attitude comportant plus particulièrement un dispositif permettant de déterminer ladite direction de visée par un traitement informatique effectué par un calculateur à partir des images stellaires obtenues en orbite par l'intermédiaire d'un capteur d'image embarqué, de type senseur stellaire, et d'informations enregistrées relatives aux configurations d'étoiles susceptibles d'être vues suivant le positionnement orbital du satellite. Selon une caractéristique de l'invention, le dispositif comporte : - un agencement optique réflecteur interposé sur le trajet du faisceau incident, produit par la source par rapport à laquelle il est positionné de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers d'une lame de l'agencement dont elle sort en un faisceau orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire, sous la forme d'un faisceau secondaire, dit de mesure, selon une direction fixe par rapport à la direction du faisceau incident ; - un agencement dans lequel sont fixement orientés d'une manière déterminée à la demande l'un par rapport à l'autre un capteur optique de positionnement et au moins un senseur stellaire, le capteur de positionnement angulaire étant interposé sur le trajet du faisceau secondaire de mesure, en aval de l'agencement optique réflecteur par rapport auquel il est positionné, pour permettre au calculateur de déterminer précisément la direction visée, à partir du positionnement angulaire déterminé pour ledit faisceau de mesure. L'invention a aussi pour objet un satellite spatial qui comporte un système de détermination de position lui permettant de se localiser par rapport au corps céleste autour duquel il orbite et un système de détermination d'attitude lui permettant de connaître son orientation. Le système de détermination d'attitude comporte plus particulièrement un dispositif permettant de déterminer la direction de visée selon laquelle est émis, depuis le satellite, un faisceau produit par une source incluse dans un sous-ensemble fonctionnel de ce satellite. Cette détermination y est obtenue par un traitement informatique effectué par un calculateur à partir des images stellaires obtenues en orbite par l'intermédiaire d'un capteur d'image embarqué, de type senseur stellaire, et d'informations enregistrées relatives aux configurations d'étoiles susceptibles d'être vues par le senseur stellaire suivant le positionnement orbital du satellite. Selon une caractéristique de l'invention, le satellite comporte un dispositif de détermination de direction de visée, tel que défini ci-dessus. L'invention, ses caractéristiques et ses avantages sont précisés dans la description qui suit en liaison avec les figures évoquées ci-dessous. La figure 1 est un schéma de principe relatif à un premier exemple de dispositif de détermination de la direction de visée selon laquelle est émis un faisceau depuis un satellite, selon l'invention. La figure 2 est un schéma de principe relatif à la structure optique en creux de cube mise en oeuvre dans un dispositif tel que schématisé sur la figure 1. La figure 3 est un schéma de principe relatif à un second exemple de dispositif de détermination de la direction de visée selon laquelle est émis un faisceau depuis un satellite, selon l'invention. La figure 4 est un schéma de principe relatif à un troisième exemple de dispositif de détermination de la direction de visée selon laquelle est émis un faisceau depuis un satellite, selon l'invention. Le dispositif de détermination de direction de visée illustré sur la figure 1 est prévu pour être embarqué à bord d'un satellite 1 qui est destiné à être mis en orbite autour d'un corps céleste et qui est prévu pour émettre un faisceau F dans une direction choisie, ce faisceau étant par exemple un faisceau laser. Le faisceau F est supposé provenir d'une source 2 incluse dans un sous-ensemble fonctionnel emporté par le satellite, ce sous-ensemble fonctionnel est par exemple un équipement de télédétection, de type lidar, qui est exploité à des fins météorologiques, telles que des mesures de vitesses de vent dans l'atmosphère terrestre. Le satellite met en oeuvre un système de détermination de position qui lui permet de se localiser par rapport à l'objet céleste autour duquel il orbite. Ce système, non schématisé, est par exemple de type GPS, comme dans l'exemple de réalisation divulgué par le document US-A- 5808732 cité plus haut. Le satellite met également en oeuvre un système de détermination d'attitude qui lui permet de connaître son orientation. Ce système de détermination d'attitude comporte plus particulièrement un dispositif 3 prévu pour déterminer la direction de visée selon laquelle le faisceau F, émanant de la source 2, est émis hors du satellite. La détermination de direction de visée est déterminée de manière connue en soi par un traitement informatique, ici supposé réalisé au niveau d'un calculateur 4 embarqué à bord du satellite. Ce traitement s'effectue, de manière connue de l'homme de métier, à partir d'images stellaires obtenues au niveau du satellite en orbite par l'intermédiaire d'au moins un senseur stellaire embarqué 5 et d'informations enregistrées qui sont relatives aux configurations d'étoiles susceptibles d'être vues par le senseur stellaire suivant le positionnement orbital du satellite. Dans le dispositif selon l'invention, il est prévu un agencement dans lequel sont fixement associés un senseur stellaire 5 d'axe V et un capteur optique de positionnement angulaire 6 permettant de mesurer avec précision les éventuelles variations de direction subies par un faisceau lumineux Fs qu'il reçoit, par exemple quasi-perpendiculairement au niveau d'une surface sensible d'une matrice réceptrice, de type CCD. Le capteur de positionnement angulaire 6 est susceptible d'utiliser différents détecteurs et en particulier des détecteurs surfaciques, par exemple de type CCD (charge coupled device), ou des détecteurs d'asservissement de zéro, par exemple de type à quatre quadrants, si la source 2 est orientable. Ce capteur de positionnement angulaire peut aussi être constitué par un senseur stellaire simplifié. L'orientation du capteur optique de positionnement angulaire 6 par rapport au senseur stellaire 5 n'est pas critique et peut être déterminée en fonction de l'aménagement réalisé au niveau du satellite, elle est par contre réalisée de manière à être conservée, dans les conditions environnementales et en particulier les conditions de température que sont susceptibles d'avoir à subir ces éléments à bord du satellite. La conservation de l'orientation du capteur optique par rapport au senseur stellaire peut être obtenue par mise en oeuvre d'un montage contrôlé rendant cette orientation ultrastable, elle peut aussi être obtenue par fixation du capteur de positionnement angulaire sur le senseur stellaire. Dans une forme de réalisation proposée, à titre d'exemple non limitatif, l'orientation entre capteur et senseur est telle que l'axe optique du capteur qui correspond à celui du faisceau Fs est perpendiculaire à l'axe optique de visée V du senseur stellaire, comme schématisé sur la figure 1. Dans le dispositif, selon l'invention, il est de plus prévu un agencement optique réflecteur 7 destiné à permettre de déterminer la direction de visée suivie par le faisceau F en exploitant une petite partie du faisceau Fi, dit incident, qui est produit par la source et d'où est issu le faisceau F, cette petite partie constituant un faisceau Fs, dit secondaire, qui est envoyé en direction du capteur de positionnement angulaire pour permettre à ce dernier de le détecter. Cette détection est exploitée pour fournir une information de positionnement angulaire qui est transmise au calculateur, ce dernier étant chargé de déterminer précisément la direction visée, à partir du positionnement angulaire déterminé et en fonction de l'attitude alors déterminée de la manière succinctement évoquée plus haut. L'agencement optique réflecteur 7 est composé d'une lame 8, et d'un dièdre 9 qui sont rigidement positionnés l'un par rapport à l'autre dans un montage en creux de cube qui est précisé sur la figure 2. La lame 8 et le dièdre 9 sont disposés selon un cube théorique 10, l'une au niveau d'un des faces C constituant l'un des côtés du cube et à proximité d'un des sommets S de ce cube et l'autre au long de l'arête du cube qui aboutit à ce sommet S perpendiculairement à cette face, comme illustré sur la figure 2. La disposition réalisée présente préférablement une symétrie par rapport au plan diagonal médian du cube où se situe le sommet S, les faces du dièdre 9 se trouvant disposées selon les côtés adjacents du cube qui se joignent au sommet S, la lame 8 étant placée au voisinage du sommet S perpendiculairement à la diagonale passant par ce sommet du carré que forme la face C. Le dièdre 9 est intérieurement réfléchissant. La lame est par exemple semi-transparente avec un coefficient de transmission et un coefficient de réflexion choisis en fonction de la mission prévue pour le lidar. Selon une variante de réalisation, la lame 8 est une lame dichroïque qui assure la transmission d'une longueur d'onde et la réflexion d'une autre, le laser d'émission étant par exemple doublé ou triplé en fréquence. Selon une autre variante de réalisation, la lame 8 est positionnée pour être à l'incidence de Brewster ou proche pour une longueur d'onde donnée, le laser étant alors polarisé linéairement afin de minimiser les pertes de transmission pour cette longueur d'onde La figure 2 montre que, avec une telle disposition en creux de cube, un faisceau Fi obliquement envoyé vers la lame 8, sous un angle approprié et ici dans le plan diagonal médian de symétrie indiqué ci-dessus, peut se scinder, de manière connue, en un faisceau F transmis au travers de la lame et en ressortant parallèle au faisceau Fi et en un faisceau secondaire qui est réfléchi par la lame 8 vers l'arête du dièdre 9 dûment positionné. Ce faisceau secondaire est réfléchi par le dièdre 9 dans une direction qui est antiparallèle à la direction du faisceau Fi et en conséquence à celle du faisceau F. Une telle disposition est mise en oeuvre pour la lame 8 et le dièdre 9 qui composent l'agencement optique réflecteur 7 qui sont réalisés par exemple en silice fondue. La lame 8 est obliquement interposée sur le trajet suivi par le faisceau laser Fi que produit par la source 2, comme schématisé sur la figure 1. L'angle et par exemple un revêtement dichroïque déposé sur la face de cette lame qui reçoit le faisceau Fi sont choisis pour qu'une petite partie de ce faisceau Fi soit réfléchie, cette partie correspondant par exemple à la partie du rayonnement reçu qui a une longueur d'onde de 0, 532 J. m, alors que le reste F du faisceau Fi est transmis au travers de la lame 8, ce reste comprenant par exemple les parties du rayonnement reçu qui ont pour longueurs d'onde 1,06 et 0,355 ju. m. Comme indiqué plus haut l'angle de visée sous lequel le faisceau F est émis depuis le satellite se déduit directement de celui du faisceau incident Fi auquel il est parallèle. Le faisceau Fs obtenu par réflexions successives au niveau de la lame 8 puis au niveau du dièdre 9, dans les conditions évoquées ci-dessus se trouve être antiparallèle à la direction du faisceau incident Fi et donc à la direction de visée selon laquelle est émis le faisceau F, à partir du moment où l'agencement optique réflecteur 10 est conçu de manière telle que les positions de la lame et du dièdre se maintiennent à l'identique quelles que soient les conditions environnementales prévues dans lesquelles cet agencement est susceptible de se trouver lorsque le satellite, qui le comporte, est en orbite. Ceci peut par exemple être obtenu en reliant rigidement le dièdre et la lame par l'intermédiaire d'un montage mécanique réalisé en un matériau peu sensible aux variations de température. La source 2, l'agencement réflecteur 7 et l'agencement, associant au moins un senseur stellaire 5 et un capteur de positionnement angulaire 6, sont disposés comme schématisé sur la figure 1, de manière que le faisceau secondaire de mesure Fs soit transmis au capteur optique de positionnement angulaire 6 selon une direction proche de l'axe optique de ce capteur de positionnement angulaire. Ceci peut être obtenu par l'utilisation de moyens de fixation prévus pour permettre un positionnement rigide du capteur optique de positionnement angulaire 6 par rapport au dièdre réfléchissant 9 en aval duquel il se trouve. Ceci est réalisable dans la mesure où l'ensemble que constitue le capteur de positionnement angulaire 6 et le senseur stellaire 5 ne consomment et ne dissipent que peu d'énergie contrairement à la source 2 dont ils sont séparés dans la réalisation proposée. Ceci permet d'isoler de la source 2, les éléments constitutifs du dispositif de détermination de direction de visée et en conséquence d'éliminer les risques de déviation du faisceau émis qui seraient autrement susceptibles d'être occasionnées par des déformations apparaissant au niveau du dispositif en cas de variations thermiques, pour des raisons d'hétérogénéité matérielle. Il est à noter qu'une éventuelle rotation angulaire du montage en creux de cube n'amène pas de changement de la direction anti-parallèle. Cette solution présente aussi l'avantage de ne pas rendre indispensable une étude de stabilité dimensionnelle permettant de déterminer avec précision, les tassements dus aux vibrations et la relaxation des contraintes thermo-élastiques des structures. Une première variante de réalisation du dispositif, selon l'invention est présentée sur la figure 3, elle met en oeuvre un agencement optique réflecteur 7'qui diffère de l'agencement optique réflecteur 7 décrit ci-dessus. L'agencement réflecteur 7'comporte une lame semi-transparente 8' interposée sur le trajet du faisceau incident Fi, produit par la source 2. Cette lame semi-transparente peut être réalisée de l'une des manières indiquées pour la lame envisagée ci-dessus. Elle est positionnée de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident provenant de la source soit transmise au travers d'elle et sorte en un faisceau F orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident. Le restant de l'énergie du faisceau incident Fi est réfléchi en un faisceau secondaire de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident. Ce faisceau de mesure est destiné à être reçu par le capteur de positionnement angulaire 6 à nouveau supposé rigidement assujetti à un capteur stellaire 5, dans des conditions analogues à celles qui ont été précisées plus haut. Si l'on suppose que le capteur de positionnement angulaire 6 est identique à celui prévu précédemment, mais il est nécessaire d'obtenir une stabilité angulaire de l'ordre de e/10 ou 20 au niveau de la lame semi-transparente 8'pour obtenir la précision d'ensemble 8 précédemment obtenue. Toute rotation de cette lame 8'se traduit en effet par une rotation double du faisceau réfléchi. Une seconde variante de réalisation du dispositif, selon l'invention est présentée sur la figure 4, elle met en oeuvre un agencement optique réflecteur 7" différents des agencements optiques réflecteurs 7 et 7'décrit ci-dessus. L'agencement réflecteur 7"comporte une équerre optique constituée par deux lames 8A et 8B qui forment un dièdre et qui sont orientées à quarante-cinq degrés d'angle l'une de l'autre. La face intérieure au dièdre d'une première 8A des lames est placée sur le trajet du faisceau incident Fi que cette face reçoit de la source 2. La première lame 8A, semi-transparente est susceptible d'être constituée de la même manière que les lames 8 et 8'. Elle est positionnée de manière connue en soi pour être traversée par la plus grande partie de l'énergie du faisceau incident qui forme un faisceau F, orienté selon une direction de visée parallèle à la direction de ce faisceau incident, en sortant de cette lame. Le restant de l'énergie du faisceau incident est réfléchi vers l'intérieur du dièdre en direction de la face intérieure de la seconde lame (8B) du dièdre qui est réalisée de manière à être réfléchissante. Ce restant d'énergie forme un faisceau qui est renvoyé sous la forme d'un faisceau secondaire dit de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident et vers le capteur de positionnement angulaire 6 dûment positionné pour le recevoir. Ce capteur de positionnement angulaire 6 à nouveau supposé rigidement assujetti à un capteur stellaire 5, dans des conditions analogues à celles qui ont été précisées plus haut. Les conditions de stabilité angulaire à respecter correspondent pratiquement à celles prévues dans le cas de la variante présentée en liaison avec la figure 3. REVENDICATIONS 1. Dispositif prévu pour déterminer. la direction de visée selon laquelle est émis, depuis un satellite en orbite autour d'une planète, un faisceau produit par une source (2), en particulier une source laser, incluse dans un sous-ensemble fonctionnel du satellite, ce dernier comportant un système de détermination de position qui lui permet de se localiser vis-à-vis du corps céleste autour duquel il orbite et un système de détermination d'attitude lui permettant de connaître son orientation, ce système de détermination d'attitude comportant plus particulièrement un dispositif (3) permettant de déterminer ladite direction de visée par un traitement informatique effectué par un calculateur (4) à partir des images stellaires obtenues en orbite par l'intermédiaire d'au moins un senseur stellaire (5) embarqué et d'informations enregistrées relatives aux configurations d'étoiles susceptibles d'être vues par le senseur stellaire suivant le positionnement orbital du satellite, ledit dispositif étant caractérisé en ce qu'il comporte : - un agencement optique réflecteur (7,7'ou 7") interposé sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle il est positionné de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers d'une lame de l'agencement dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire, sous la forme d'un faisceau secondaire (Fs), dit de mesure, selon une direction fixe par rapport à la direction du faisceau incident ; - un agencement dans lequel sont fixement orientés d'une manière déterminée à la demande l'un par rapport à l'autre un capteur optique de positionnement et au moins un senseur stellaire, le capteur de positionnement angulaire étant interposé sur le trajet du faisceau secondaire de mesure, en aval de l'agencement optique réflecteur par rapport auquel il est positionné, pour permettre au calculateur de déterminer précisément la direction visée, à partir du positionnement angulaire déterminé pour ledit faisceau de mesure. 2. Dispositif selon la revendication 1, dans lequel l'agencement optique réflecteur (7) est composé d'une lame (8) et d'un dièdre (9), intérieurement réfléchissant, rigidement positionnés l'un par rapport à l'autre dans un montage en creux de cube, la lame étant interposée sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle elle est positionnée de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers de ladite lame dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire, vers l'intérieur du dièdre qui l'intercepte et le réfléchit sous la forme d'un faisceau secondaire (Fs), dit de mesure, selon une direction antiparallèle à la direction du faisceau incident et vers le capteur de mesure de positionnement. 3. Dispositif, selon la revendication 1, dans lequel l'agencement optique réflecteur (7') est composé d'une lame semi-transparente (8') interposée sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle elle est positionnée de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers de ladite lame dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident et vers le capteur de positionnement. 4. Dispositif, selon la revendication l, dans lequel l'agencement optique réflecteur (7") est composé d'un dièdre comprenant deux lames (8A, 8B) à quarante-cinq degrés d'angle qui est orienté paur s'interposer par la face intérieure d'une première de ces lames sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle cette première lame, semi-transparente, est positionnée de manière à être traversée par la plus grande partie de l'énergie de ce faisceau incident qui en ressort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi vers la face intérieure de la seconde lame (8B) du dièdre d'où ce restant est réfléchi en un faisceau secondaire de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident et vers le capteur de positionnement. 5. Dispositif, selon la revendication 2, dans lequel le capteur optique de positionnement est orienté de manière déterminée par rapport au senseur stellaire, par fixation sur ce senseur stellaire. 6. Dispositif, selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel la lame semi- transparente est une lame semi-réfléchissante, dichroïque ou à l'incidence de Brewster pour une longueur d'onde donnée. 7. Satellite spatial qui comporte un système de détermination de position lui permettant de se localiser par rapport au corps céleste, tel qu'en particulier une planète, autour duquel il orbite et un système de détermination d'attitude lui permettant de connaître son orientation, ce système de détermination d'attitude comportant plus particulièrement un dispositif (3) permettant de déterminer la direction de visée selon laquelle est émis un faisceau produit par une source (2) incluse dans un sous-ensemble fonctionnel du satellite, cette détermination étant obtenue par un traitement informatique effectué par un calculateur (4) à partir des images stellaires obtenues en orbite par l'intermédiaire d'un senseur stellaire (5) embarqué et d'informations enregistrées relatives aux configurations d'étoiles susceptibles d'être vues par le senseur stellaire suivant le positionnement orbital du satellite, ledit satellite étant caractérisé en ce que le dispositif de détermination de direction de visée comporte : - un agencement optique réflecteur (7) interposé sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle il est positionné de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers d'une lame de l'agencement dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire, sous la forme d'un faisceau secondaire (Fs), dit de mesure, selon une direction fixe par rapport à la direction du faisceau incident ; - un agencement dans lequel sont fixement orientés d'une manière déterminée à la demande l'un par rapport à l'autre un capteur optique de positionnement et au moins un senseur stellaire, le capteur de positionnement angulaire étant interposé sur le trajet du faisceau secondaire de mesure, en aval de l'agencement optique réflecteur par rapport auquel il est positionné, pour permettre au calculateur de déterminer précisément la direction visée, à partir du positionnement angulaire déterminé pour ledit faisceau de mesure. 8 Satellite spatial, selon la revendication 7, dans lequel l'agencement optique réflecteur (7) est composé d'une lame (8) et d'un dièdre (9), intérieurement réfléchissant, rigidement positionnés l'un par rapport à l'autre dans un montage en creux de cube, la lame étant interposée sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle elle est positionnée de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers de ladite lame dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire, vers l'intérieur du dièdre qui l'intercepte et le réfléchit sous la forme d'un faisceau secondaire (Fs), dit de mesure, selon une direction antiparallèle à la direction du faisceau incident et vers le capteur de mesure de positionnement. 9 Satellite spatial, selon la revendication 7, dans lequel l'agencement optique récepteur (7') est composé d'une lame semi-transparente (8') interposée sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle elle est positionnée de manière que la plus grande partie de l'énergie dudit faisceau incident soit transmise au travers de ladite lame dont elle sort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée qui est parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi en un faisceau secondaire de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident et vers le capteur de positionnement. 10 Satellite spatial, selon la revendication 7, dans lequel l'agencement optique récepteur (7") est composé d'un dièdre comprenant deux lames (8A, 8B) à quarante-cinq degrés d'angle qui est orienté paur s'interposer par la face intérieure d'une première de ces lames sur le trajet du faisceau incident (Fi), produit par la source par rapport à laquelle cette première lame, semi- transparente, est positionnée de manière à être traversée par la plus grande partie de l'énergie de ce faisceau incident qui en ressort en un faisceau (F) orienté selon une direction de visée parallèle à la direction du faisceau incident, le restant de l'énergie dudit faisceau incident étant réfléchi vers la face intérieure de la seconde lame (8B) du dièdre d'où ce restant est réfléchi en un faisceau secondaire de mesure selon une direction fixe par rapport au faisceau incident et vers le capteur de positionnement. 11 Satellite spatial, selon l'une des revendications 7 à 10, dans lequel le dispositif de détermination de direction de visée fait partie d'un sous-ensemble fonctionnel de type lidar. 12 Satellite spatial, selon l'une des revendications 7 à 10, dans lequel le dispositif de détermination de direction de visée fait partie d'un sous-ensemble fonctionnel de type lidar, plus particulièrement exploité pour des mesures de vent.