FR 2836450 A1 20030829 FR 0202348 A 20020225 VEHICULE SPATIAL ET PROCEDE DE PILOTAGE D'UN TEL VEHICLE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un véhicule spatial, par exemple un satellite, et un procédé de pilotage d'un tel véhicule. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Dans le domaine des satellites, on peut effectuer une classification binaire entre les satellites sur orbite basse jusqu'à une altitude de l'ordre de quelques milliers de kilomètres et les satellites en orbite géostationnaire à une altitude de 36000 kilomètres. La plupart des satellites entrent dans l'une ou l'autre de ces deux catégories. Les satellites en orbite basse sont souvent des satellites de télédétection ou d'étude de l'environnement placés sur des orbites polaires fortement inclinées sur l'équateur. Ces caractéristiques influent fortement sur la conception des plates-formes, notamment de leur système de génération de puissance, de stabilisation d'attitude et de gestion bord. Mais d'autres satellites entrent dans cette catégorie comme les satellites de navigation ou les satellites des constellations de liaisons avec des mobiles. Les satellites en orbite géostationnaire sont souvent des satellites de télécommunication placés sur des orbites équatoriales à 36000 kilomètres d'altitude, donc paraissant fixes par rapport à la terre. Ces caractéristiques influent fortement sur la conception des plates-formes, notamment de leur système de propulsion, de leur système de stabilisation d'attitude et de leur architecture de communications. Mais d'autres satellites entrent dans cette catégorie tels que les satellites météorologiques stationnaires. Il existe en outre les situations intermédiaires inclassables et notamment les satellites à orbite fortement elliptique comme celles utilisées par le système soviétique de télécommunication MOLNIYA. Dans la catégorie des satellites en orbite basse, ou éventuellement dans la catégorie intermédiaire, l'utilisation d'un satellite évoluant à basse altitude est la meilleure solution pour obtenir une bonne résolution avec des systèmes optiques dont l'ouverture est limitée ou des systèmes radar de puissance réduite. Une manière de réaliser un tel satellite évoluant à basse altitude en toute sécurité consiste à créer des orbites excentriques à périgée bas. Cette méthode est notamment utilisée par les satellites de renseignement des Etats-Unis d'Amérique. Une autre manière consiste à réaliser une poussée permanente, quitte à réduire la durée de vie au prorata des ergols emportés, ces derniers étant éventuellement destinés à une propulsion électrique. Mais avec de tels satellites se pose un problème de carburant. En effet, si l'on prend par exemple le cas d'un satellite à altitude basse qui couvre environ seize orbites par jour, il présente une intertrace de l'ordre de 2500 km à l'équateur, en le supposant sur une orbite quasi-polaire. Si l'on veut se déplacer à n'importe quel endroit en 24 heures au plus, pour se décaler de 1250 km latéralement, il faut créer une accélération de 3,3. 10-4 m/s2 pendant ces 24 heures. Il en résulte un incrément de vitesse de 29 m/s qu'une propulsion chimique ne peut réaliser qu'une ou deux fois au cours de la vie du satellite, avec des réserves classiques. Un objectif plus ambitieux, par exemple effectuer un tel décalage en six heures au plus, multiplie par seize les accélérations, ce qui élimine de fait la propulsion chimique. Une propulsion électrique permet d'obtenir ce résultat beaucoup plus souvent, à condition que l'impulsion spécifique soit suffisamment élevée. Le problème vient alors de la puissance. Pour un satellite de 500 kg et une vitesse d'éjection des carburants de 60 km/s (par exemple avec des moteurs de type FEEP ou"Field Effect Electric Propulsion"), la puissance nécessaire pour la manoeuvre précédente est d'environ 5000 Watts en continu. Si le rendement était parfait, la consommation serait alors de 30 grammes. Une poussée de 165 millinewtons est cependant difficile avec de tels moteurs. Elle serait plus adaptée à des propulseurs plasmiques, dont l'impulsion spécifique est cependant plus faible. L'objectif de l'invention est de proposer un véhicule spatial et un procédé de pilotage d'un tel véhicule spatial permettant de rendre possible de telles manoeuvres. EXPOSÉ DE L'INVENTION La présente invention concerne un véhicule spatial, par exemple un satellite, comportant un corps, des panneaux solaires et des moyens de propulsion, caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de maintien dudit véhicule dans les couches hautes de l'atmosphère dans une zone de densité où le freinage est compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour. Avantageusement, ce véhicule comprend des éléments mobiles, par exemple les panneaux solaires, qui permettent d'altérer volontairement sa trajectoire en fonction de mesures effectuées par au moins un accéléromètre placés à bord. Il comprend également un nez effilé et des ailerons de stabilisation. Ce nez est en un métal léger, et les éléments mobiles sont en un métal lourd. L'orbite de ce véhicule peut être une orbite 6 h-18 h ou une orbite se rapprochant de celleci. Ledit véhicule comporte des moyens de maintien dans le lit du vent. Ces moyens de maintien dans le lit du vent peuvent comprendre des moyens de mesure de l'orientation du véhicule spatial par rapport au lit du vent en réalisant des mesures de différences de pression, par exemple des mesures de pression réalisées de part et d'autre du nez du véhicule, ou des mesures de différences de température. Les moyens de propulsion peuvent comprendre des moyens de propulsion par fil stabilisé par gradient de gravité parcouru par un courant qui se neutralise par fuite dans l'ionosphère, ou des moyens d'ionisation des atomes à l'avant du satellite et de neutralisation à l'arrière et des moyens pour appliquer une différence de potentiel entre l'avant et l'arrière du satellite. Avantageusement, ledit véhicule spatial comprend des accéléromètres latéraux. Les moyens de propulsion peuvent comprendre des cartouches d'accélération, ou des moyens de modification de la poussée. Dans des variantes de réalisation, le véhicule de l'invention comprend des moyens de transfert de fluide par rapport au centre de gravité, des moyens de déplacement de l'axe des panneaux solaires par rapport au centre de gravité, ou des moyens de modification commandables du centre de gravité. Les éléments mobiles peuvent avoir une forme en"flèche". La présente invention concerne également un procédé de pilotage d'un véhicule spatial dans les hautes couches de l'atmosphère dans une zone de densité où le freinage est compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour, qui comprend les étapes suivantes : - on mesure le niveau de freinage naturel subi par le véhicule spatial en réalisant des niveaux de poussée intermittents, - on maintient ce niveau de freinage, hors manoeuvre latérale ou verticale, dans une fourchette de freinage prédéfinie, - si le niveau de freinage est trop bas, on laisse le véhicule spatial descendre naturellement, - si le niveau de freinage est trop haut, on fait remonter le véhicule spatial, soit en ayant une poussée des moyens de propulsion supérieure au freinage, soit en utilisant la portance du véhicule spatial pour alléger la charge des moyens de propulsion, - si les moyens de propulsion ou leur alimentation vieillissent au cours de la mission, on réactualise la fourchette de freinage prédéfinie en diminuant les limites acceptables. Un satellite qui évolue ainsi dans les couches hautes de l'atmosphère (altitude d'environ 200 km) en permanence, présente de nombreux avantages : - l'attitude du satellite peut être gérée en stabilité dynamique comme celle d'un avion, sans utiliser de roues d'inertie, - le satellite dispose d'une bonne finesse géométrique. Par exemple, pour créer une vitesse latérale de 10 m/s, le satellite ne freine que de 1 m/s si ses"ailes"sont orientées à 0, 1 radians. L'intérêt d'une telle portance est double : la consommation est plus faible (par exemple d'un facteur 10) et l'action est plus rapide (la force est par exemple dix fois celle du freinage). Le pilotage peut se faire en latéral ou en vertical, pour rester dans la zone de densité atmosphérique optimale, - l'altitude du satellite permet de changer complètement la taille des instruments : on obtient un gain d'encombrement typique d'un facteur 64 sur un instrument optique, un gain d'un facteur 256 sur la puissance d'un radar, par rapport à des satellites situés sur des orbites à 800 kilomètres, - la vitesse de manoeuvre orbitale du satellite rend rapidement la trajectoire imprévisible pour un système hostile. Par ailleurs, le satellite "surgit"beaucoup plus vite sur l'horizon, - la capacité de manoeuvre permanente du satellite autorise des orbites en déséquilibre, par exemple deux satellites volant l'un au-dessus de l'autre à la même vitesse angulaire. Une telle caractéristique permet de nouvelles applications des vols en formation, - le vol du satellite se fait à l'abri de l'essentiel des débris spatiaux, qui ne survivent que brièvement à une telle altitude. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La figure 1 illustre un véhicule spatial, ici un satellite, selon l'invention. Les figures 2 et 3 illustrent deux possibilités de mouvement des panneaux solaires du satellite de la figure 1. La figure 4 illustre un mode de freinage du satellite de l'invention. Les figures 5 et 6 illustrent deux modes de propulsion du satellite illustré sur la figure 1. La figure 7 illustre une variante de réalisation des panneaux solaires du satellite de la figure 1. La figure 8 illustre une variante de réalisation du satellite de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS L'invention concerne un véhicule spatial, par exemple un satellite, à orbite basse. Dans la suite de la description on considère, à titre d'exemple, que ce véhicule spatial est un satellite. Comme illustré sur la figure l, un tel satellite 10 comprend un corps 11 muni d'un nez 12, des ailerons de stabilisation 13, des moyens de propulsion 14 et deux panneaux solaires 15 et 16, avec un vecteur vitesse 17 et une direction d'éclairement solaire 18. Selon l'invention, ce satellite 10 comprend des moyens de maintien dans les couches hautes de l'atmosphère (altitude d'environ 200 km) dans une zone de densité où le freinage est compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour et des moyens de maintien dans le lit du vent. Des moyens mobiles ou"ailes", qui peuvent être les panneaux solaires 15 et 16, permettent d'altérer volontairement la trajectoire de ce satellite 10 en fonction de mesures effectuées par des accéléromètres placés à bord. Comme illustré sur la figure 2, les panneaux solaires peuvent bouger selon un déplacement autour d'un axe perpendiculaire à la direction de propulsion. Un tel satellite 10, qui est très manoeuvrant et dépourvu de roue d'inertie, se pilote essentiellement par sa géométrie comme un avion. La propulsion, qui peut être électrique, compense à la fois la traînée propre du satellite et la traînée induite par les manoeuvres d'attitude et de changement d'orbite. On utilise, pour ce faire, la"portance"du satellite, ce qui nécessite un frottement important. On peut imaginer la traînée du satellite à incidence nulle comme typiquement égale à la traînée induite à lek d'incidence. La consommation"normale"d'impulsion n'est donc pas très différente de la consommation avec portance. Le satellite 10 est donc conçu comme un objet en manoeuvre permanente, avec une consommation typique de l'ordre de 5 m/s par jour ou même plus avec une capacité de manoeuvre plus élevée, en sachant que : 1 m/s par jour = 1, 15 x 10-5 rn/s. La capacité de manoeuvre est indissociable du frottement en régime normal. Le satellite doit, pour des raisons d'économie de sous-systèmes bord de contrôle d'attitude tels que les roues d'inerties, rester dans une zone de densité où son freinage est substantiel, par exemple compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour. Les panneaux solaires 15 et 16 peuvent avantageusement être en permanence au soleil (éclairement solaire 18). L'orbite peut alors être une orbite 6 h-18 h ou une orbite approchante, si les "ailes"du satellite sont ces panneaux solaires 15 et 16, comme illustré sur la figure 1. Pour la mise en oeuvre de ce satellite on peut utiliser un procédé de contrôle du pilotage du satellite 10 en altitude qui utilise un accéléromètre qui mesure le freinage longitudinal (aligné sur la vitesse), le freinage étant compensé par la poussée du moteur. Ce procédé comprend les étapes suivantes : - on mesure le niveau de freinage naturel subi par le satellite en réalisant des niveaux de poussée intermittents, ou sans poussée, - on maintient ce niveau de freinage, hors manoeuvre latérale ou verticale, dans une fourchette prédéfinie par exemple entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour, - si le niveau de freinage est trop bas, on laisse le satellite descendre naturellement : 1 m/s de freinage fait descendre le satellite d'environ 1 km, ce qui double l'amplitude du freinage en moins d'une semaine, - si le niveau de freinage est trop haut, on fait remonter le satellite, soit en réalisant une poussée des moyens de propulsion supérieure au freinage, soit en utilisant la portance du satellite permettant d'alléger la charge de ces moyens de propulsion, - si les moyens de propulsion ou leur alimentation vieillissent au cours de la mission, on réactualise la fourchette de freinage prédéfinie en diminuant les limites acceptables. Pour réaliser l'injection du satellite sur orbite on peut placer celui-ci sur une orbite décroissante et attendre qu'il se stabilise aérodynamiquement, en raison de sa forme, avant d'entrer dans la fourchette de freinage prédéfinie qui déclenche l'activation au procédé de pilotage. On va décrire ci-dessous différentes variantes de réalisation du satellite de l'invention. Utilisation du milieu extérieur comme le fait un turboréacteur On peut utiliser le milieu extérieur, comme le fait un turboréacteur, pour concilier une vitesse d'éjection des carburants plus faible, pour économiser l'énergie et obtenir une consommation de carburant raisonnable. En accélérant les atomes du milieu extérieur, on crée ainsi une poussée. Si V est la vitesse d'arrivée des atomes et U l'augmentation de vitesse qui leur est fournie par le satellite, la dépense d'énergie est proportionnelle à (V+U) 2-V2 et l'impulsion créée est proportionnelle à U. Le rapport égal à 2 V+U indique qu'idéalement U doit être aussi petit que possible... auquel cas la poussée est nulle, mais que des ordres de grandeur où U est à peu près égal à V restent assez économiques. Avec U=8 km/s, la manoeuvre précédente de 3,5 m/s coûte 240 Watts en continu, le rendement étant considéré comme égal à un, et pas de masse du tout. Mouvements d'attitude Les mouvements d'attitude sont réalisables assez rapidement. Avec un satellite de 500 kg avec un rayon quadratique moyen de 1 mètre, des"ailes"en incidences contraires de 10% comme illustré sur la figure 3, avec un bras de levier de deux mètres, le freinage au rythme de 3,5 m/s par jour crée 35 m/s par effet de portance, soit une force de Mr=500*35/86400=0, 2 N. En terme de couple, on a donc 0,4 Nm. L'accélération angulaire du satellite en roulis 2 atteint donc 0, 050/s. Une manoeuvre de 450 en roulis est donc réalisée en 1 minute : 30 secondes d'accélération angulaire dans un sens, puis 30 secondes dans l'autre sens. Ainsi, si un satellite se trouve dans une zone de freinage correspondant par exemple à 5 m/s par jour, il peut manoeuvrer à 50 m/s par jour en utilisant la portance. Il peut également changer très rapidement d'attitude (typiquement en une minute). Les ordres de grandeur sont compatibles avec une propulsion électrique à forte impulsion spécifique. Manoeuvres verticales Les manoeuvres verticales peuvent se faire soit en rajoutant des"ailes"horizontales (orthogonales aux ailes"verticales"déjà existantes), soit en combinant manoeuvre horizontale et verticale avec un roulis de 450. Dans la première partie de la manceuvre, le roulis est de 450. Dans la deuxième partie, il est de-45 . La résultante horizontale est alors nulle mais les ailes"verticales", ou panneaux solaires, sont restés assez bien éclairés pendant la manoeuvre. Ceci est valable pour une orbite proche de l'orbite 6 h-18 h. Pour une orbite avec noeud ascendant vers midi, il vaut mieux avoir des"ailes"horizontales et recourir au roulis pour la manoeuvre latérale. Les orbites considérées sont réglables en héliosynchrone avec les inclinaisons appropriées. On constate cependant que la compensation active du terme en J2 des lois de Kepler est possible pour un tel satellite : elle correspond à une dérive latérale de 110 km/jour. Freinage du satellite Si on considère l'atmosphère raréfiée comme un milieu constitué d'atomes très séparés les uns des autres, dont on peut considérer individuellement les impacts sur le satellite. L'impact d'un atome 30 de masse m sur une plaque à l'incidence a est considéré comme un impact avec un atome 31 de masse M de la plaque, que l'on considère comme normal : c'est-à-dire qu'un atome 31 de la plaque recule perpendiculairement à la plaque et finit par transmettre son impulsion 32 à cette dernière comme illustré sur la figure 4. Dans ces conditions les équations du choc sont, sur l'axe horizontal, et dans le repère de l'engin : mv=mv'cosss+Musina où u est la vitesse de recul de l'atome du matériau, et, sur l'axe vertical : mV'sinss=Mucosa La conservation de l'énergie cinétique, en admettant que l'atome ne reste pas collé et ne subit pas de transition électronique, est telle que : mv2=mv, 2+Mu2 Si p est le rapport des masses M/m : v=v'cosss+pusina v'sinss-#ucos&alpha; v=v'+pu on trouve que : u=2vsina/ (p+l) Le freinage du satellite est représenté par la composante : .. 2 2p Musina=mvsina--p + 1 Si les atomes sont essentiellement de l'oxygène atomique (m=16) on a intérêt à choisir des métaux légers sur le nez 12 du satellite 10, qui produit un freinage improductif, par exemple de l'aluminium (p=l, 69). Par contre pour les panneaux solaires qui produisent un freinage productif, créateur de portance par exemple, on a intérêt à choisir des métaux lourds comme l'or ou l'uranium (p=15). On a bien sûr intérêt à avoir un nez 12 effilé (a petit). Propulsion du satellite Un dispositif de propulsion d'un véhicule spatial en orbite basse est décrit dans la demande de brevet français FR 2 717 865. Dans une autre mode de réalisation, on peut utiliser une propulsion par fil en utilisant un fil 20 stabilisé par gradient de gravité parcouru par un courant qui se neutralise par fuite dans l'ionosphère, comme illustré sur la figure 5. Le courant 23 combiné au champ magnétique terrestre 22 produit une poussée 21 sans dépense de masse. On peut utiliser les atomes du milieu ambiant pour la propulsion en ionisant ces atomes à l'avant du satellite puis en les neutralisant à l'arrière, et appliquer ensuite une différence de potentiel entre cet avant et cet arrière, comme illustré sur la figure 6. On a ainsi une zone 25 d'oxygène chargé-, et une zone 25'neutre. Contrôle du centre de gravité du satellite Le pilotage du satellite selon l'invention, fait appel à des principes similaires à ceux du pilotage aéronautique. Cependant, compte tenu de l'aérodynamique balistique qui s'applique lorsque le libre parcours moyen des molécules est important, il faut veiller particulièrement à ce que les"ailes", par exemple les panneaux solaires 15 et 16, n'occultent pas la queue (ailerons 13) du satellite 10 qui assure sa stabilité. Il faut pour cela éloigner convenablement ces"ailes"du corps du satellite pour éviter la rotation du satellite du fait des forces aérodynamiques. Plusieurs variantes peuvent ainsi être envisagées ensemble ou séparément : - on peut donner aux panneaux 15 et 16 une forme 24 en"flèche", comme illustré sur la figure 7, qui crée une force de rappel en cas de changement de direction de vecteur perpendiculaire à l'envergure et à la vitesse. - on peut limiter le moment de portance afin de réduire le couple de rappel que la queue doit produire. Il s'agit d'un fonctionnement astable similaire à celui adopté sur les avions de combat à commandes électriques. Pour cela, on implante une modification commandable du centre de gravité du satellite, qui remplace entièrement ou partiellement la fonction de la queue. Le centre de gravité peut passer devant ou derrière le centre de portance afin d'annuler les changements d'attitude du corps du satellite. - On peut également adopter un contrôle actif de l'attitude du satellite par les moyens de propulsion, de façon similaire à la poussée vectorielle en aéronautique. Comme illustré sur la figure 7, on peut ainsi doter les panneaux 15 et 16 d'une possibilité de translation par rapport à leur axe de fixation, afin de pouvoir annuler une composante de rotation du panneau. La référence 26 illustre le changement du point d'application du panneau 15, et la référence 27 illustre le changement du point d'application de la portance au centre de gravité du satellite. La référence 28 illustre une poussée vectorielle éventuelle des moyens de propulsion 14. Pour contrôler l'attitude du satellite, un appareil de mesure chargé de vérifier si le flux aérodynamique ("lit du vent") est aligné avec le corps du satellite peut consister en une sorte d'équivalent de"tube de pitot"placé à l'avant du satellite, les parois internes de ce tube donnant la direction du flux soit par des mesures de micropression, soit par des mesures de température. On peut aussi procéder à des mesures de pression différentielles de part et d'autre du nez (quatre mesures sur les deux axes). Effets thermiques Le freinage de 5 m/s par jour crée, pour un satellite de 500 kg, une puissance thermique maximale de 1200 Watts. Cette puissance est essentiellement dissipée sur le nez du satellite et les bords d'attaque des"ailes", qui doivent être recouverts d'un matériau adéquat connu de l'homme de métier. Le niveau thermique est cependant faible et conduit à une augmentation raisonnable de la température en dissipation par rayonnement pur. Si la surface totale est de 0,25 m2, l'augmentation de température sur ces éléments devrait rester inférieure à 100 C. La dissipation sur les panneaux eux-mêmes, qui constituent une plus grande surface à incidence faible, est probablement inférieure à la dissipation thermique due à la lumière non convertie. Différentes géométries possibles du satellite Différentes géométries sont possibles pour la réalisation du satellite de l'invention, mais dans toutes celle-ci le satellite présente des caractéristiques analogues à celle d'un avion. La figure 8 illustre une autre géométrie possible pour un satellite selon l'invention, celui-ci étant représenté non déployé, les flèches 35 et 36 illustrant respectivement les directions de déploiement des panneaux 15 et 16, et de l'ensemble du satellite. Les moyens de propulsion ne sont pas représentés sur cette figure. Pilotage du satellite Si le satellite 10 comprend des accéléromètres latéraux, permettant de mesurer l'effet de la portance et d'en déduire la traînée induite, on peut alors utiliser une variante de procédé de pilotage décrit précédemment qui réalise une poussée continue du moteur à un niveau prédéfini, par exemple 70% hors manoeuvre, avec une consigne d'accélération longitudinale nulle. Cette consigne conduisant à des ordres de manoeuvre pour changement d'altitude : si le satellite accélère, on le fait descendre. En cas de manoeuvre, le moteur doit pouvoir travailler à 100% en raison de la traînée induite. On peut également garder des cartouches d'accélération, permettant typiquement au satellite de gagner d'un seul coup la valeur de la fourchette de freinage (par exemple 5 m/s) avec des moteurs à poudre. Plusieurs cartouches peuvent être placées à bord. La masse d'ergols nécessaires, à l'impulsion spécifique de 250 secondes avec un satellite de 500 kg, serait de l'ordre d'un kilogramme. REVENDICATIONS 1. véhicule spatial comportant un corps (11), des panneaux solaires (15,16) et des moyens de propulsion (14), caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de maintien dudit véhicule dans les couches hautes de l'atmosphère dans une zone de densité où le freinage est compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour. 2. Véhicule spatial selon la revendication 1 comprenant des éléments mobiles (15,16) qui permettent d'altérer volontairement sa trajectoire en fonction de mesures effectuées par au moins un accéléromètre placé à bord. 3. Véhicule spatial selon la revendication 2, dans lequel les éléments mobiles sont les panneaux solaires (15,16). 4. Véhicule spatial selon la revendication l, comportant un nez effilé (12) et des ailerons de stabilisation (13). 5. Véhicule spatial selon la revendication 4, dans lequel le nez (12) est en un métal léger, et les éléments mobiles (15,16) sont en un métal lourd. 6. véhicule spatial selon la revendication l, dont l'orbite est une orbite 6 h-18 h ou une orbite se rapprochant de celle-ci. 7. Véhicule spatial selon la revendication 1 comportant des moyens de maintien dans le lit du vent. 8. Véhicule spatial selon la revendication 7, dans lequel les moyens de maintien dans le lit du vent comprennent des moyens de mesure de l'orientation du véhicule spatial par rapport au lit du vent par des mesures de différences de pression. 9. Véhicule spatial selon la revendication 8, dans lequel ces moyens de maintien dans le lit du vent comprennent des moyens de mesures de pression différentielles réalisées de part et d'autre du nez du véhicule. 10. Véhicule spatial selon la revendication 7, dans lequel les moyens de maintien dans le lit du vent comprennent des moyens de mesure de l'orientation du véhicule spatial par rapport au lit du vent par des mesures de différences de température. 11. Véhicule spatial selon la revendication l, dans lequel les moyens de propulsion (14) comprennent des moyens de propulsion par fil (20) stabilisé par gradient de gravité parcouru par un courant qui se neutralise par fuite dans l'ionosphère. 12. Véhicule spatial selon la revendication l, dans lequel les moyens de propulsion (14) comprennent des moyens d'ionisation des atomes à l'avant du satellite et de neutralisation à l'arrière, et des moyens pour appliquer une différence de potentiel entre l'avant et l'arrière du satellite. 13. Véhicule spatial selon la revendication l, dans lequel les moyens de propulsion comprennent des cartouches d'accélération. 14. Véhicule spatial selon la revendication l, dans lequel les moyens de propulsion comprennent des moyens de modification de la poussée. 15. Véhicule spatial selon la revendication 1 comprenant des accéléromètres latéraux. 16. Véhicule spatial selon la revendication 1 comprenant des moyens de transfert de fluide par rapport au centre de gravité. 17. Véhicule spatial selon la revendication 1 comprenant des moyens de déplacement de l'axe des panneaux solaires par rapport au centre de gravité. 18. Véhicule spatial selon la revendication 1 comprenant des moyens de modification commandable du centre de gravité. 19. Véhicule spatial selon la revendication 2, dans lequel les éléments mobiles ont une forme en "flèche". 20. Véhicule spatial selon l'une quelconque des revendications précédentes qui est un satellite. 21. Procédé de pilotage d'un véhicule spatial dans les hautes couches de 11 atmosphère dans une zone de densité où le freinage est compris entre 0, 1 m/s par jour et 10 m/s par jour, qui comprend les étapes suivantes : - on mesure le niveau de freinage naturel subi par le véhicule spatial en réalisant des niveaux de poussée intermittents, - on maintient ce niveau de freinage, hors manoeuvre latérale ou verticale, dans une fourchette de freinage prédéfinie, - si le niveau de freinage est trop bas, on laisse le véhicule spatial descendre naturellement, - si le niveau de freinage est trop haut, on fait remonter le véhicule spatial, soit en ayant une poussée des moyens de propulsion supérieure au freinage, soit en utilisant la portance du véhicule spatial pour alléger la charge des moyens de propulsion. 22. Procédé selon la revendication 20, dans lequel si les moyens de propulsion ou leur alimentation vieillissent au cours de la mission, on réactualise la fourchette de freinage prédéfinie en diminuant les limites acceptables.