FR 2897841 A1 20070831 FR 0650678 A 20060227 La présente invention concerne un engin spatial, un système de guidage de l'engin spatial et un procédé pour faire fonctionner l'engin spatial. L'engin spatial est par exemple un satellite, une sonde, une navette spatiale ou un module de ravitaillement. Afin d'assurer l'approvisionnement de la Station Spatiale Internationale (ISS), l'assemblage de nouvelles structures de celle-ci, le renouvellement de son équipage ou la mise en place de nouvelles expériences, il est nécessaire de procéder à l'arrimage à cette station d'engins spatiaux. L'arrimage d'un vaisseau spatial à la station, à une altitude moyenne de 370 km, est une opération relativement complexe, qui nécessite, pour la phase finale d'approche, typiquement pour les derniers kilomètres, des changements d'orbite. Ces changements d'orbite doivent tenir compte des mouvements respectifs de l'engin spatial et de la station dans le champ de gravitation terrestre. Par ailleurs, la mise en orbite d'une sonde interplanétaire autour d'une planète ou le maintien en formation d'un essaim de satellites comprend également une phase d'approche d'une position orbitale. Actuellement, la trajectoire d'un engin spatial, ou chasseur, dans une phase d'approche d'une position orbitale, ou cible, est déterminée grâce aux équations de Hill, parfois encore appelées équations de Clohessy-Wiltshire. L'engin spatial, après un transfert dit de Hohmann réalisé à partir d'une orbite basse, sous l'effet d'une brève impulsion F.At (avec notamment Ath 0.5 seconde) générée à l'aide d'un jet de gaz ou de liquide comprimé, subit une variation très faible de sa vitesse orbitale Av (entre 10-1 à 10.2 mis). Le mouvement de l'engin spatial est déterminé par les équations de déviation géodésique dont les équations de Hill sont un cas particulier. Dans la phase d'approche finale, typiquement les dernières centaines de mètres, le chasseur et la cible peuvent être au repos relatif sur une même orbite, dite orbite de parking. Deux positions de parking sont possibles, devant ou derrière la cible par rapport à son mouvement orbital. Dans le deuxième cas (chasseur en arrière de la cible), deux possibilités se présentent pour rattraper la cible : 1) diminuer la vitesse orbitale du chasseur à l'aide d'une brève impulsion négative, tangente à l'orbite du chasseur, celui-ci décrivant alors une trajectoire épicycloïdale vers la cible, 2) appliquer une impulsion centripète permettant au chasseur de décrire une demi-ellipse vers l'avant. Lorsque le chasseur est en dessous ou au- dessus de l'orbite de parking, la position relative du chasseur et de la cible n'est pas statique et l'équation radiale de Hill montre que le chasseur subit une force de pesanteur présentant un gradient qui est centrifuge lorsque le chasseur est au-dessus de l'orbite de parking et centripète lorsque le chasseur est en dessous de cette orbite. L'invention propose notamment une nouvelle manière de contrôler un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible, laquelle est par exemple un autre engin spatial, notamment un satellite, une station spatiale, une sonde, ou un lieu d'une orbite. L'invention concerne ainsi, selon l'un de ses aspects, un vaisseau spatial comportant : - un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, - un système de commande agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial d'une cible autour d'une planète, à l'aide d'une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la 20 cible, ou • sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 25 Une telle force, dirigée sensiblement vers la cible ou sensiblement radiale et dirigée vers la cible, appliquée sur l'engin spatial, peut permettre de stabiliser le mouvement de l'engin spatial au voisinage de la cible et de réduire la durée de la phase d'approche. Cette force, s'exerçant dans le plan orbital de la cible, peut être assimilée à une 30 force de rappel. Le système de propulsion comporte, si on le souhaite, au moins un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall ou, en variante, un propulseur ionique à grilles. Un propulseur électrique présente généralement une masse initiale inférieure à 5 celle d'un propulseur chimique de poussée équivalente, ce qui permet de réduire la masse embarquée à bord de l'engin spatial et donc les coûts de lancement. Un propulseur électrique peut également permettre de contrôler de manière précise la trajectoire de l'engin spatial et de réduire la durée de la phase d'approche, grâce à de faibles poussées. 10 En variante, le système de propulsion comporte au moins un propulseur chimique. Dans un exemple de mise en oeuvre de l'invention, le système de propulsion est agencé pour produire une poussée comprise entre environ 10 mN et 5 N, par exemple supérieure à 50 mN ou 100 mN. 15 Le système de propulsion peut être agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et l'orientation de la force puisse être modifiée continûment ou, en variante, par incréments. L'intensité et/ou l'orientation de la force peuvent être contrôlées, si on le souhaite, par l'addition d'un champ magnétique extérieur. 20 Le système de propulsion peut comporter, le cas échéant, un support orientable sur lequel est disposé au moins un propulseur. Ce support orientable peut être déplacé afin de modifier l'orientation de la force appliquée sur l'engin spatial. Dans un exemple de mise en oeuvre de l'invention, l'engin spatial comporte 25 plusieurs propulseurs disposés en différents emplacements de l'engin spatial de manière à faire varier, par une mise en marche sélective des différents propulseurs, l'intensité et l'orientation de la force résultante exercée sur l'engin spatial. Le système de commande peut être agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une première phase 30 d'approche de l'engin spatial de la cible, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement épicycloïdale dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible. Le système de commande peut être agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible. Cette force est une force colinéaire au rayon vecteur joignant l'engin spatial à la cible et dirigée vers la cible, son intensité et son sens étant notamment choisis pour compenser la force centripète radiale que subit l'engin spatial au voisinage de la cible. Cette force comporte une composante centripète tangentiellement à l'orbite. Ceci permet à l'engin spatial, notamment lorsqu'il se trouve en dessous ou au-dessus de la cible, de se rapprocher de celle-ci. En variante, le système de commande peut être agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. Cette force radiale permet notamment à l'engin spatial qui se trouve en arrière ou en avant de la cible, de se rapprocher de celle-ci. Durant la première phase d'approche, l'engin spatial peut être amené à quelques dizaines de mètres de la cible, par exemple à une distance inférieure à 100 m ou 20 50 m. Avantageusement, le système de commande est agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une deuxième phase d'approche de l'engin spatial de la cible, succédant à la première phase, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement en arc de cercle, notamment en demi- 25 cercle, dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible, la force exercée sur l'engin spatial étant sensiblement radiale et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. Cette force permet de rapprocher l'engin spatial de la cible à une distance 30 inférieure à quelques mètres, par exemple inférieure à 1 m. L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un système de guidage pour guider un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, l'engin spatial comportant un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables et un système de commande agencé pour commander le système de propulsion, le système de guidage comportant : - un système de transmission de données à distance agencé pour transmettre au système de commande de l'engin spatial des données utiles pour lui permettre de commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial de la cible, à l'aide d'une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la 10 cible, ou • sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 15 Le système de transmission de données peut être disposé au moins partiellement : - sur une planète, et/ou - sur un autre engin spatial tel qu'une station spatiale, cet autre engin spatial pouvant notamment définir la cible. 20 Par exemple, le système de transmission de données peut être agencé pour transmettre, notamment en temps réel, au système de commande de l'engin spatial des données relatives à la distance entre l'engin spatial et la cible. Cette distance est déterminée par exemple grâce à un système de mesure disposé à la surface de la planète autour de laquelle l'engin spatial gravite. 25 En variante, l'engin spatial comporte au moins un système de mesure agencé pour déterminer la distance le séparant de la cible. Le système de commande de l'engin spatial peut être agencé pour calculer l'intensité et/ou l'orientation de la force à générer par le système de propulsion dans la phase d'approche, ce qui permet un pilotage autonome de l'engin spatial. 30 En variante, le calcul de l'intensité et/ou l'orientation de la force à générer est réalisé à l'aide du système de guidage, par exemple basé au sol ou embarqué sur un autre engin spatial. L'invention a encore pour objet, selon l'un de ses aspects, un ensemble comportant l'engin spatial et le système de guidage. L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, un procédé pour faire fonctionner un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, comportant l'étape consistant à : - agir sur un système de propulsion de l'engin spatial de manière à exercer une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou • sensiblement radiale, à savoir sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible, et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. La présente invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en oeuvre non limitatifs de l'invention, et à l'examen du dessin annexé, sur lequel : -la figure 1 représente schématiquement un repère tournant de centre coïncidant avec une cible, - la figure 2 représente, schématiquement et partiellement, un engin spatial conforme à l'invention, - les figures 3 et 4 représentent, schématiquement et partiellement, deux exemples de système de guidage agencé pour guider un engin spatial, et - les figures 5 à 7 illustrent schématiquement différents exemples de 25 trajectoire d'un engin spatial conforme à l'invention, dans une phase d'approche de la cible. Repère tournant (o, x, y, z) Considérons une cible assimilée à un point O, en orbite circulaire autour de la Terre E ou d'une autre planète, comme illustré sur la figure 1. La cible est par exemple 30 matérialisée par une station spatiale en orbite autour de la Terre. L'orbite circulaire est centrée sur un point O', correspondant sensiblement au centre de la planète. Le rayon de l'orbite est égal à R, où R = R'+ h, R' étant le rayon de la planète et h l'altitude de la cible. Considérons S2 défini par : S22.R3=G.(M+ m') G.M, où G est la constante de gravitation, M la masse de la planète, m' la masse de la station, m' étant négligeable par rapport à M. Nous allons décrire ci-dessous la phase d'approche d'un engin spatial P de la cible O. L'engin spatial P, de masse m négligeable devant M, est repéré dans le repère tournant d'origine O avec trois axes : Ox radial orienté vers l'extérieur, Oy tangent à l'orbite de la cible dans le sens du mouvement et Oz perpendiculaire au plan (Oxy). Equations du mouvement de l'engin spatial Soient x, y et z les coordonnées de P dans le repère tournant (O, x, y, z) : OP=x.1 +y j+z.k . Notons r= OP Dans le repère galiléen (O', xi, yi, zi), on suppose que l'orbite de la cible se trouve dans le plan (O', xi, yi). On pose alors : O'O = Xi; +Y ji Notons que l'on a : i=R.(X.4 +Y~i), j=R.(ùY.4 +Xh), k= On a ainsi : O'P=[X.(1+R)ùy.R].i+[Y.(1+R)+y .fi] ji +z.ki On suppose que l'engin spatial P se trouve au voisinage de la cible O (par exemple à quelques kilomètres). On a alors OP / O'O 1 (ce rapport étant par exemple de l'ordre de 10-3), ce qui permet de développer le second membre des équations du mouvement. En négligeant les termes du second ordre, on obtient, après calcul, les équations de Hill : zù2.S2. =3.S22.x (1) y+2.SU=0 z+Mz=0 où SI= GR.M Nous constatons que pour x>0, l'engin spatial subit une force centrifuge et pour x On peut se référer aux articles suivants pour l'établissement des équations de Hill : - El Mabsout B. Méthode semi-numérique de résolution du problème de Hill-Application à Phoebé , Astron. & Astrophys. 5 (1970) 68-83, - Hill G. W. "Researches in the lunar theory", Am. J. Math. 1(1878) 5-26, - Gurfil P., Kasdin N. J.: "Canonical modelling of coorbital motion in Hill's problem using epicyclic orbital elements", A & A 409 (2003)1135-1140. Phase d'approche Afin d'amener l'engin spatial qui se trouve à un instant initial au point (xo, yo), au point (xi, yi) à un instant ti ultérieur, on résout les deux relations : x(ti)=xi et y(ti)=yi, par rapport aux composantes de la vitesse initiale. On constate que l'on peut choisir arbitrairement .zo ou o et déterminer la plus petite valeur possible de ti ainsi que la deuxième composante non arbitraire de la vitesse initiale. Par ailleurs si l'on impose les vitesses initiales et l'altitude xi à l'instant ti, yi sera imposé. Dans le plan de l'orbite de la cible, l'approche finale de l'engin spatial P vers la cible peut se faire suivant deux directions : radiale ou orthoradiale. Première phase d'approche : rattrapage vertical Pour effectuer un rattrapage vertical, on applique sur l'engin spatial P une force s'exerçant dans le plan de l'orbite de la cible, de la forme : T =-m.k. (x. t +y j) , k>O. La force T ci-dessus est dirigée sensiblement vers la cible, avec une intensité proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible. La stabilité des solutions du système (II) ainsi obtenu : û 2.S2. = (3.522 û k) x + 2.S2.z = ûk.y z + Ç12. z = 0, dépend de la valeur de k. Pour 35)2ûk zù2.S2. =ù3.522.x y+2.52.z=0 z+S22.z =0 et la solution de (II.b) dans le plan de l'orbite est : x(t) = ~.(3.xo -2. ).cos(~.S2.t) + sm(~.52.t) + ( +2. ) .e~ 7' (II.b) i i y(t) = 7.-N/7.(3. -2.Sy~ ).sine.52.t) + 2.4.c os ( .52.t) + ~ .(y +2.S2.xo) .t+yoù 7.52 Exemple 2 : On va décrire ci-après un exemple de phase d'approche en rattrapage sur l'orbite de la cible permettant à l'engin spatial derrière la cible de s'approcher de celle-ci, 10 en utilisant les solutions du système d'équations (IIb). On prend xo=O, yo= -380 m, yo=O, o =0.20 mis, et xi= 0. On constate que la valeur de yi qui donne la position la plus proche de la station est yi=-22.88 m et que le temps nécessaire pour atteindre le point (xi, yi) est 4166.36 s. La trajectoire épicycloïdale de l'engin spatial en phase d'approche est illustrée 15 sur la figure 6. L'approche se fait orthoradialement. Deuxième phase d'approche A l'issue de la première phase d'approche, l'engin spatial arrive à proximité de la cible. Une deuxième phase d'approche est mise en oeuvre pour réduire la distance entre 20 l'engin spatial et la cible afin de permettre, le cas échéant, des manoeuvres d'arrimage ou docking . A cet effet, une force est appliquée à l'engin spatial en choisissant k=3 52,2 dans le système d'équations (I) : 2.S2.=0 (IV) y+2.52.z=0 25 La solution s'écrit alors : x(t) = 2 .211ùcos(2.52.t)}o+2 ~.sin(2.at)xo+xo y(t) = 2 SI11-cos(2. ).t)}x0 .sin(2.S2.t) yo+ Yo définissant un cercle d'équation : 2+ 2 [x ù(+2 S2)12+[y ù( Yo S2)i2 ù 4.522 Le centre et le rayon de ce cercle ne dépendent que de la vitesse initiale. Sa pulsation est égale à -2.Q La poussée maximale nécessaire pour une distance de 4 m et un satellite de 1000 kg est par exemple égale à environ 15,6 mN. Exemple 3 : On suppose que le point final d'approche de l'engin spatial soit (0, -0.15). Alors les composantes de la vitesse initiale doivent vérifier : xo.@0+(0.15+yo)xo +xô + ( 0.15+yo)2 = 0 2.52 Prenons : xo=0, yo=-22.955 m, @o = 0, 4=-0.026, mis. La trajectoire de l'engin spatial, par exemple sur un quart de période orbitale, dans la deuxième phase d'approche, est semi-circulaire, comme illustré sur la figure 7. Engin spatial On a représenté sur la figure 2 un exemple de l'engin spatial P formé par un satellite en orbite autour de la Terre. L'engin spatial P peut, en variante, être un module de ravitaillement d'une station spatiale ou une sonde interplanétaire. L'engin spatial P comporte un système de propulsion 1 permettant d'exercer sur l'engin spatial P une force d'intensité et d'orientation variables. Dans l'exemple considéré, le système de propulsion 1 comporte un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall. Dans ce type de propulseur électrique, des particules chargées sont générées dans une source de plasma et sont ensuite accélérées par un champ électrique, magnétique ou électromagnétique, ce qui permet de produire une poussée sur l'engin spatial. Dans un propulseur à effet Hall, l'accélération des particules est due à un champ électrostatique. Parmi les propulseurs à effet Hall, on peut citer par exemple les propulseurs SPT100, PPS1350, PP55000 fabriqués par la société SNECMA, ou les propulseurs T-40, T-140, T200 et T220 T fabriqués par la société PATT & WHITNEY. En variante, le propulseur électrique peut être un propulseur à grilles, par 5 exemple le propulseur T5 ou T6 développé par la société QINETIQ. Le propulseur électrique 1 peut par exemple produire une poussée d'intensité maximale d'environ 2 N. En variante, le système de propulsion peut comporter au moins un propulseur chimique, pourvu par exemple d'une turbopompe, ou un propulseur à fluide pressurisé et 10 équipé d'une turbopompe centrifuge de type Couette-Taylor tous deux agencés pour produire une poussée variable. Dans l'exemple considéré, le système de propulsion 1 est agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et de l'orientation de la force puisse être modifiée continûment. 15 En variante, le système de propulsion 1 peut être agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et l'orientation de la force puisse être modifiée par incréments. L'engin spatial P comprend en outre un système de commande 2 agencé pour commander le système de propulsion 1 en intensité et en orientation de manière à 20 rapprocher l'engin spatial P de la cible O à l'aide d'une force T telle que définie ci-dessus. Le système de commande 2 peut comporter un ordinateur de bord et être agencé de manière à permettre le pilotage autonome de l'engin spatial dans la phase d'approche, lui permettant notamment de calculer l'intensité et/ou l'orientation de la force 25 à fournir dans cette phase d'approche. L'engin spatial P peut comporter par exemple un système de mesure 3 permettant de déterminer la distance le séparant de la cible O. En variante, un système de guidage 5 peut être prévu pour guider l'engin spatial P afin de le rapprocher de la cible O, ce système de guidage pouvant comporter un 30 ou plusieurs systèmes 6 de transmission de données à distance agencés pour transmettre au système de commande 2 de l'engin spatial P des données utiles pour permettre de commander le système de propulsion 1 afin de faire décrire à l'engin spatial P les trajectoires d'approche de la cible O. Lorsque l'engin spatial P est un module de ravitaillement d'une station spatiale 7, comme illustré sur la figure 4, le système de guidage peut être au moins partiellement 5 embarqué à bord de la station spatiale 7. Dans les exemples illustrés aux figures 3 et 4, le système de commande 2 de l'engin spatial P peut être de conception relativement simple car les calculs de trajectoires de l'engin spatial P peuvent être réalisés sur des ordinateurs basés au sol ou embarqués dans un autre engin spatial, et les données relatives aux trajectoires calculées sont 10 transmises au système de commande 2 de l'engin spatial. Dans les exemples décrits ci-dessus, l'orbite est circulaire. On ne sort pas du cadre de la présente invention lorsque l'orbite est elliptique. L'expression comportant un doit être comprise comme étant synonyme de comportant au moins un , sauf si le contraire est spécifié. REVENDICATIONS 1. Engin spatial (P) comportant : - un système de propulsion (1) permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, - un système de commande (2) agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial d'une cible autour d'une planète, à l'aide d'une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou • sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 2. Engin selon la revendication précédente, le système de propulsion (1) comportant au moins un propulseur électrique, notamment un propulseur à effet Hall. 3. Engin selon l'une des deux revendications précédentes, le système de propulsion étant agencé de manière à ce que l'une au moins de l'intensité et de l'orientation de la force puisse être modifiée continûment. 4. Engin selon l'une quelconque des revendications précédentes, le système de commande (2) étant agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une première phase d'approche de l'engin spatial de la cible, l'engin décrive une trajectoire sensiblement épicycloïdale dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible. 5. Engin selon la revendication 4, le système de commande étant agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible. 6. Engin selon la revendication 4, le système de commande étant agencé pour que la force exercée sur l'engin spatial, pendant la première phase d'approche, soit sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible et dirigée vers lacible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 7. Engin selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, le système de commande étant agencé pour commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à ce que, dans une deuxième phase d'approche de l'engin spatial de la cible, succédant à la première phase, l'engin spatial décrive une trajectoire sensiblement en arc de cercle, notamment en demi-cercle, dans le repère tournant de centre coïncidant avec la cible, la force exercée sur l'engin spatial étant sensiblement radiale et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 8. Système de guidage pour guider un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, l'engin spatial comportant un système de propulsion permettant d'exercer sur l'engin spatial une force d'intensité et d'orientation variables, et un système de commande agencé pour commander le système de propulsion, le système de guidage comportant : -au moins un système de transmission de données à distance agencé pour transmettre au système de commande de l'engin spatial des données utiles pour lui permettre de commander le système de propulsion en intensité et en orientation de manière à rapprocher l'engin spatial de la cible, à l'aide d'une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou • sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète de la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible. 9. Système de guidage selon la revendication précédente, le système de transmission de données étant disposé au moins partiellement : - sur une planète, et/ou 30 - sur un autre engin spatial tel qu'une station spatiale, cet autre engin spatial pouvant notamment définir la cible. 25 10. Procédé pour faire fonctionner un engin spatial afin de le rapprocher d'une cible autour d'une planète, comportant l'étape consistant à : - agir sur un système de propulsion de l'engin spatial de manière à exercer une force : • dirigée sensiblement vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la distance entre l'engin spatial et la cible, ou • sensiblement colinéaire au rayon joignant le centre de la planète à la cible et dirigée vers la cible, la force ayant une intensité sensiblement proportionnelle à la différence d'altitude entre l'engin spatial et la cible.