FR 2938825 A1 20100528 FR 0806637 A 20081126 DISPOSITIF DE TRANSPORT ET D'EJECTION DE PETITES CHARGES UTILES SPATIALES Domaine de l'invention La présente invention concerne le domaine des systèmes de lancement des petites charges utiles spatiales à partir d'un véhicule de lancement spatial, plus particulièrement des petits satellites, tels les picosatellites. Etat de la technique Les véhicules de lancement sont conçus pour transporter et éjecter des charges utiles importantes généralement lourdes et coûteuses. Ces véhicules peuvent, de plus, libérer des petites charges, tels des petits satellites libérés à partir de la soute de chargement de la navette spatiale. Les systèmes de déploiement de ces charges comportent généralement des dispositifs pyrotechniques ou des dispositifs du type vérin à ressort. Le document US 5 253 827 décrit un système de déploiement de petit satellite comportant, à l'intérieur d'une enceinte de déploiement du véhicule, des rails de guidage parcourus par des chaînes motorisées synchronisées et coopérant avec des éléments de fixation solidaires du satellite à lancer. Les chaînes motorisées permettent d'entraîner les éléments de fixation et donc d'accélérer le satellite le long des rails en les quittant en leur extrémité supérieure, ce qui provoque la libération du satellite. Assurant, certes, un fonctionnement plus sûr que les dispositifs pyrotechniques, ce dispositif présente comme inconvénients, d'une part, le fait d'être prévu pour le lancement d'un seul satellite, de nécessiter donc un coût de lancement important, et, d'autre part, d'utiliser une chaîne qui peut être sujette à des grippages, ceci surtout lorsque les conditions de travail à variation importante de la température posent de problèmes de lubrification des chaînes. De surcroît, dû au fait que chaque rail de guidage comporte sa propre chaîne motorisée, le guidage en translation du satellite ne saurait pas être suffisamment précis, soit lorsque l'une des chaînes ne fonctionne pas correctement, soit en cas de non synchronisation des chaînes entre elles, et ceci, surtout lorsque le poids du satellite est important, ce qui pourrait provoquer de moments de basculement latéraux avec conséquences sur sa trajectoire de lancement. Une solution a été apportée par des organismes scientifiques et universités qui ont développé de petits satellites, notamment des picosatellites, et leurs lanceurs associés permettant, en les simplifiant et en réduisant leur taille, de réduire le coût et le temps nécessaire à leur développement. Les picosatellites ont une gamme étendue d'applications, généralement scientifiques, de communication ou d'observation, le dispositif de déploiement étant annexé comme charge utile secondaire à un lancement commercial de satellites. Les picosatellites sont des charges utiles spatiales dont la masse est de quelques centaines de grammes. Les chercheurs de l'université California Polytechnic State University San Luis Obispo et du laboratoire Space System Development Laboratory de Stanford University ont introduit une norme pour la conception de petits satellites, appelés CubeSat. La norme CubeSat, connue de l'homme du métier, définit chaque satellite comme étant un cube ayant un côté de 10 cm et un poids allant jusqu'à 1 kg. Les satellites réalisés selon cette norme peuvent être lancés à moindre coût en utilisant des lanceurs externes au véhicule de lancement. Un tel lanceur est un tube de section carrée renfermant trois satellites solidaires et pouvant se déplacer à l'intérieur du tube, sur des rails glissants, en étant poussés par un mécanisme à ressort. Le tube est fermé par une porte pivotante verrouillée, le mécanisme d'éjection étant situé à l'opposé de la porte. En fonctionnement, lorsque le véhicule atteint l'altitude de lancement, une commande est envoyée au mécanisme d'éjection des satellites qui actionne le mécanisme d'ouverture de la porte et celui de détente du ressort. Permettant, certes, un lancement économique de satellite, cette solution présente l'inconvénient d'un contrôle difficile de l'attitude et de la position orbitale de chaque stellite, et de provoquer des interférence de communication, les trois satellites restant solidaires, à partir de leur lancement, durant une période de quelques semaines. Par ailleurs, la forme et la structure d'un satellite est limitée à celle d'un cube et trois cubes sont joints, en étant agencés l'un contre l'autre à l'intérieur du dispositif, sans qu'il y ait de possibilité d'ajouter de dispositifs annexes à la structure de chacun, tels des panneaux solaires. De surcroît, leur vitesse d'éjection dépend des caractéristiques techniques du ressort et de sa mise en tension, tel qu'établis au moment du montage des satellites dans le lanceur. Une solution a été apportée dans l'article � FlyMate : The Lyon Femto Orbital Deployer for future Distributed Space Mission � présenté par la demanderesse au 59ème Congres International Astronautique où le dispositif de lancement comprend un tube de section carrée à l'intérieur sont insérés plusieurs satellites selon la norme CubeSat, mais où le mécanisme de déploiement est un mécanisme à chaîne motorisée. Permettant, certes, de mieux choisir le moment et la vitesse de déploiement de plusieurs satellites, notamment en fonction de la mission qui leur est attribuée, et ceci avec un même dispositif en commandant le fonctionnement du moteur électrique d'entraînement, ce dispositif présente toutefois l'inconvénient d'utiliser des satellites groupés, chaque satellite ayant la forme d'un cube, plusieurs satellites étant ainsi agencés l'un contre l'autre. De par leur agencement très rapproché dans la structure commune, ces satellites sont difficilement contrôlables après leur lancement. Par ailleurs, le mécanisme d'entraînement à chaîne motorisée pose de problèmes de fiabilité, dus notamment à un éventuel grippage de la chaîne, aux problèmes de lubrification, etc. Des solutions à ces inconvénients sont connues du document FR 2 859 456 qui utilise un mécanisme de libération motorisé ou du document WO 2008/034550 qui, lui, utilise un mécanisme d'éjection à ressort combiné avec un mécanisme de verrouillage perfectionné de la porte, et où chaque dispositif est prévu pour l'éjection d'un seul picosatellite. Toutefois, l'avantage conféré par l'utilisation d'un satellite simplifié est annulé par l'utilisation de dispositif de lancement dédié. Par conséquent, le lancement de plusieurs satellites nécessite l'utilisation de plusieurs dispositifs de lancement à l'extérieur de la navette, ce qui accroît l'encombrement de celle-ci et augmente beaucoup le coût du lancement. Objet de l'invention Le but de l'invention est de remédier aux inconvénients précités et de proposer un dispositif de transport et d'éjection de plusieurs petites charges utiles spatiales, notamment de picosatellites, en étant apte, à la fois, à contenir, à protéger lors du vol et à lancer plusieurs satellites, tout en pouvant adapter les paramètres de lancement de chaque satellite à la mission qui lui est attribuée. Un autre but de l'invention est de proposer un dispositif de transport et d'éjection de picosatellites de fonctionnement autonome, permettant de mettre en orbite plusieurs satellites, tout en pouvant leur annexer des dispositifs supplémentaires afin de pouvoir augmenter la durée de vie de chaque satellite. Un autre but de l'invention est de proposer un dispositif de transport et d'éjection de picosatellites ayant une construction simplifiée et étant fiable en fonctionnement, tout en pouvant être obtenu moyennant de faibles dépenses de réalisation et d'intégration au véhicule de lancement. Ces buts sont atteints avec un dispositif de transport et d'éjection de petites charges utiles spatiales, notamment de picosatellites, comprenant : - un corps de forme tubulaire muni de moyens de fixation à un véhicule de lancement, ledit corps comportant des rails de guidage et de support dans une direction longitudinale d'au moins deux satellites, les satellites étant agencés de manière fixe l'un derrière l'autre dans une position de stockage lors du transport et étant amenés à se déplacer le long desdits rails de guidage à l'intérieur dudit corps lors de l'éjection ; - un mécanisme d'éjection des satellites agencé à l'intérieur dudit corps et permettant leur déploiement à l'extérieur dudit corps ; et - des moyens de commande du mécanisme d'éjection, - ledit mécanisme d'éjection comportant un moyen de déplacement en un mouvement de translation longitudinale des satellites lorsqu'il reçoit une instruction en provenance desdits moyens de commande, du fait que ledit moyen de déplacement est un mécanisme à défilement continu d'au moins deux satellites comportant des moyens d'entraînement de chaque satellite entre une position de stockage et une position d'éjection. Ainsi, selon l'invention, on utilise un dispositif permettant le transport et l'éjection d'au moins deux satellites, de préférence trois satellites, ce dispositif pouvant être facilement adapté au transport et à l'éjection de plusieurs satellites tout en utilisant des moyens communs de transport et d'éjection de ces satellites. Selon l'invention, le moyen de déplacement à l'intérieur des moyens de guidage en translation dudit dispositif est un mécanisme à défilement continu piloté par les moyens de commande du dispositif, et où des moyens d'entraînement de chaque satellite permettent son déplacement individuel, sur des rails de guidage réalisés à l'intérieur du corps du dispositif, en fonction de la commande reçue. Ainsi, lorsque le moyen de déplacement est actionné par lesdits moyens de commande, il met en mouvement tous les satellites, le moyen d'entraînement de chaque satellite étant susceptible de se désengager du satellite ou du moyen de déplacement dès qu'il arrive à une extrémité ouverte ou d'éjection dudit corps. Par mécanisme à défilement continu on comprend un mécanisme apte à fonctionner en continu, sans à-coups, entre le moment où il reçoit un signal de mise en marche et celui où il reçoit un signal d'arrêt. Le mécanisme à défilement continu d'au moins deux satellites permet ainsi d'éjecter un satellite à la fois, lorsque ce dernier est arrivé à l'extrémité d'éjection du corps du dispositif. Le mécanisme à défilement continu peut continuer son mouvement de translation longitudinale pour effectuer l'éjection d'un deuxième satellite ou il peut être arrêté par les moyens de commande. Le mouvement du mécanisme à défilement continu reprend lorsqu'il reçoit un nouveau signal en provenance des moyens de commande pour effectuer l'éjection d'un nouvel satellite. Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, les moyens d'entraînement sont prévus pour entraîner chaque satellite individuellement et sont indépendants des moyens de guidage du satellite. Ainsi, la fonction des moyens de guidage est dissociée de celle d'entraînement du satellite en vue de son éjection. Ainsi, le guidage se faits en utilisant des rails de guidage qui appartient au corps rigide du dispositif, ce qui confère une bonne stabilité au système lors du déplacement des satellites sur les rails. Par ailleurs, du fait de l'utilisation de moyens de guidage qui sont indépendants des moyens d'entraînement du satellite, la structure du dispositif se trouve simplifiée, tout en étant très fiable en fonctionnement. Ainsi, en utilisant ces moyens d'entraînement peuvent être, par exemple, de simples poussoirs au contact de chaque satellite, qui sont agencés en dehors des rails de guidage du satellite. Cette construction mécanique du dispositif assure un très bon guidage lors du déplacement en translation de chaque satellite, tout en étant plus robuste et plus fiable en fonctionnement. De préférence, ledit corps comporte deux rails de guidage supérieurs et deux rails de guidage inférieurs parallèles entre eux et ledit moyen de déplacement comprend une installation de transport à câble entraîné par un moteur électrique dont l'alimentation en courant est contrôlée par lesdits moyens de commande. Le dispositif de l'invention est prévu pour être utilisé avec des satellites ayant une section transversale de forme générale rectangulaire. Ainsi, cette construction de dispositif constitue une solution simple et fiable de déplacement en translation, pour obtenir une éjection de direction bien définie du satellite, en évitant au mieux les moments de rotation, tout en offrant la possibilité de varier la vitesse d'entraînement du moyen de déplacement et de l'adapter donc à la mission de chaque satellite. Plus particulièrement, à la différence d'un entraînement par chaîne motorisée, une installation de transport à câble résiste bien à des variations importantes de la température (de l'ordre de -60°C à 100°C), elle ne nécessite pas de lubrification, et n'est pas sujette à de grippages, ce qui en fait un dispositif de déplacement fiable pour un lanceur de petites charges spatiales. Dans une variante, ledit moyen d'entraînement comprend au moins un élément d'entraînement supérieur de chaque satellite, les éléments d'entraînement supérieurs de tous les satellites étant fixés sur au moins un câble se déplaçant en translation parallèlement au dessus desdits rails supérieurs. Dans une autre variante, ledit moyen d'entraînement comprend au moins un élément d'entraînement inférieur de chaque satellite, les éléments d'entraînement inférieurs de tous les satellites étant fixés sur au moins un câble qui se déplace en translation parallèlement en dessous des rails inférieurs. Dans ces deux variantes, l'entraînement peut se faire de manière simplifiée et économique, soit par un câble supérieur, soit par un câble inférieur, câble portant les éléments d'entraînement de chaque satellite. Les éléments d'entraînement de chaque satellite se déplacent selon une trajectoire rectiligne, de direction parallèle aux rails de guidage, le câble pouvant recevoir l'entraînement à partir d'une poulie mise en rotation par un moteur électrique autour d'un axe transversal à la direction du déplacement du câble. Dans un mode préféré de réalisation de l'invention, ladite installation de transport comprend au moins un câble s'étendant en boucle fermée à partir d'une poulie motrice qui est située à l'extrémité arrière dudit corps, le câble sortant de la poulie motrice passant par une poulie de renvoi d'angle inférieure, puis par une poulie avant inférieure lui faisant effectuer un demi-tour vers une poulie arrière inférieure, d'où il est envoyé vers une poulie arrière supérieure, puis vers une poulie avant supérieure lui faisant effectuer un demi-tour vers la poulie motrice. Ceci permet un déplacement de chaque satellite en utilisant des moyens d'entraînement en partie supérieure et également en partie inférieure, qui sont synchrones, en étant portés par un même câble. Ceci permet un déplacement uniforme, sans à-coups sur les rails, tout en étant économique et fiable à réaliser. Avantageusement, ladite installation de transport comprend deux câbles 30 parallèles suivant un même trajet en boucle fermée à partir d'une même poulie motrice. On aurait pu, certes, utiliser un seul câble de transport supportant les éléments d'entraînement venant en prise avec chaque satellite au centre de chaque face de celui-ci. On préfère toutefois agencer des éléments d'entraînement à chaque extrémité de ces faces supérieure, respectivement inférieure, afin d'assurer un déplacement uniforme avec un moindre effort par élément d'entraînement de chaque satellite. De préférence, ledit moteur électrique est agencé à l'intérieur de la poulie motrice. On obtient ainsi une poulie motrice de construction compacte et une installation de transport d'encombrement réduit. Avantageusement, deux satellites adjacents sont agencés à une distance prédéterminée en position de transport. Ceci permet l'utilisation de satellites ayant des dispositifs annexes, dépassant axialement leur gabarit, tels des panneaux solaires, antennes, etc. De préférence, lesdits moyens de commande comprennent un 20 microprocesseur/microcontrôleur et ladite distance est introduite dans la mémoire du microprocesseur/microcontrôleur. Ceci permet de connaître la position exacte de chaque satellite et de commander de manière fiable le moment de son lancement. 25 Avantageusement, chacun des éléments d'entraînement supérieur, respectivement inférieur, comprend deux éléments d'entraînement longitudinaux solidaires chacun d'un câble et reliés entre eux par une entretoise venant au contact d'une face latérale du satellite, le satellite étant fixé axialement par deux 30 entretoises prenant appui l'une sur sa face avant et l'autre sur sa face arrière. Le satellite est ainsi fixé axialement en étant pris en sandwich entre deux entretoises transversales. Cette solution permet un entraînement simple et fiable15 par une poussée latérale imprimée à chaque satellite, tout en permettant aux éléments d'entraînement de se désengager de chaque satellite après son éjection. De préférence, lesdites entretoises supérieure et inférieure se déplacent sur des rails de guidage longitudinaux secondaires. Ceci permet d'assurer un bon guidage en translation des éléments d'entraînement qui actionnent ensuite les satellites par un effort de poussée latérale uniforme sur toute leur longueur. Avantageusement, lesdits rail de guidage longitudinaux secondaires sont étagés. Chaque rail étagé forme ainsi un tronçon de guidage coopérant avec une entretoise de longueur correspondante à l'espacement transversal de deux rails du même tronçon, ce qui permet d'obtenir des butées axiales à l'extrémité de chaque tronçon. Ceci permet un blocage axial de chaque satellite en position de transport. De préférence, ledit corps comprend des moyens d'alimentation desdits moyens de commande. Ceci permet d'obtenir un dispositif autonome et de réalisation simplifiée, sans besoin de faire appel à des conducteurs électriques de liaison au véhicule de lancement. Avantageusement, le dispositif de l'invention comporte au moins un capteur 25 d'éjection communiquant avec lesdits moyens de commande. Un tel capteur d'éjection peut être une caméra ou un ou plusieurs capteurs mécaniques de déplacement qui informent lesdits moyens de commande que l'éjection est bien terminée ou qui communique les paramètres d'éjection 30 (moment, vitesse, etc.). L'objet de l'invention est également atteint avec un procédé d'éjection de petite charge spatiale, notamment de picosatellite, caractérisé en ce qu'il consiste à : - agencer au moins deux satellites l'un derrière l'autre à l'intérieur d'un dispositif selon l'une des revendications précédentes, chaque satellite comportant ses propres moyens d'entraînement ; - monter ledit dispositif sur une surface extérieure d'un véhicule de lancement ; - piloter les moyens de commande dudit dispositif après le lancement du véhicule de lancement de manière à ce que les moyens d'entraînement libèrent un satellite à la fois. Description des figures La figure 1 illustre une vue en perspective du dispositif de l'invention en position d'éjection d'un satellite; La figure 2 est une vue en perspective du dispositif de l'invention en position de stockage des satellites ; La figure 3 est une vue en coupe axiale verticale du dispositif de la figure 2 ; La figure 4 est une vue en perspective à un angle différent du dispositif de la figure 1, la paroi frontale du dispositif étant retirée ; La figure 5 est une vue en coupe transversale réalisée avec un plan contenant l'axe x-x' du dispositif de la figure 1 ; La figure 6 est une vue en perspective montrant deux éléments d'entraînement adjacents ; La figure 7 est une vue en perspective montrant un élément d'entraînement de satellite réalisé selon une variante de l'invention. Liste des repères : 1 Dispositif 2 Corps 3 Moyens de fixation 4 Paroi frontale gauche 5 Paroi frontale droite 6 , Paroi inférieure 7 Paroi supérieure Satellite Installation de transport 9 10 11 Moyens de guidage 12 Mécanisme d'éjection 13 Moyens de commande 14 Moyens d'entraînement 15 Extrémité arrière 16 Extrémité avant 17 Rail de guidage supérieur 18 Rail de guidage inférieur 19 Câble 20 Câble 21 Moteur électrique 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34', 34", 34"' 35',35",35"' 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 Elément d'entraînement inférieur Poulie motrice Poulie de renvoi d'angle Poulie avant inférieure Poulie arrière inférieure Poulie arrière supérieure Poulie avant supérieure Face avant Face arrière Elément d'entraînement longitudinal Entretoise Rail de guidage longitudinal interne Butée axiale Dispositif à encliquetage Piston Ressort Cylindre Orifice Palier Vis de fixation Extrémité de guidage Anse de guidage Elément de guidage supplémentaire Description détaillée de l'invention La figure 1 illustre une vue en perspective d'un dispositif 1 de transport et d'éjection de petites charges spatiales selon l'invention, notamment de picosatellites, appelés satellites 9 dans ce qui suit. Les satellites 9 sont des corps de forme générale cubique réalisé selon la norme CubeSat. Des satellites de forme rectangulaire dérives des satellites CubeSat (par exemple ayant une même section transversale, mais une longueur moins importante) peuvent également être utilisés avec le dispositif de l'invention. Le dispositif 1 de l'invention comporte un corps 2 tubulaire allongé, de section transversale de forme générale rectangulaire. Dans l'exemple illustré aux figures annexées, le corps 2 est réalisé par assemblage à l'aide de vis de fixation de quatre panneaux rectangulaires, notamment une paroi frontale gauche 4, une paroi frontale droite 5, une paroi inférieure 6 et une paroi supérieure 7, cette dernière étant montrée en transparence et illustrée par des traits en pointillé sur la figure 1. Le corps 2 peut être réalisé par assemblage mécanique de plusieurs panneaux usinés mécaniquement, par exemple par fraisage,, en étant réalisés dans un alliage métallique approprié, tel que l'alliage d'aluminium 6061, 7075, 2024, 7049, ainsi que des alliages de titane ou de magnésium, ou dans du téflon ; le corps 2 peut également être réalisé par moulage dans un alliage métallique approprié, tel que l'alliage d'aluminium 6061, 7075, 2024, 7049, ainsi que dans un alliage de titane ou de magnésium, ou en un matériau composite comportant des fibres de carbone ; le corps 2 peut également être obtenu en étant taillé dans la masse à partir d'un alliage métallique approprié, tel que l'alliage d'aluminium 6061, 7075, 2024, 7049, ainsi que des alliages de titane ou de magnésium, ou d'une pâte de fibres de verre. Les parois latérales du corps 2 sont munies de moyens de fixation 3 au carénage d'un véhicule de lancement. Les moyens de fixation 3 représentés aux figures sont des orifices traversés par des vis de fixation (non représentés aux figures), la fixation du dispositif 1 au carénage pouvant s'effectuer selon l'un ou l'autre de ses parois. Les parois frontales 6 et 7 comportent des portes 8 permettant l'accès à un satellite 9 lorsqu'il est agencé en position de stockage à l'intérieur du dispositif 1. Les satellites 9 sont introduits à l'intérieur du corps 2 du dispositif, à partir de son extrémité avant 16, en les faisant glisser sur des moyens de guidage 11, notamment deux rails de guidage supérieurs 17 et deux rails de guidage inférieurs 18, réalisés parallèlement à l'axe longitudinal du corps 2. Les rails de guidage 17 et 18 sont fixés aux parois internes du corps 2 du dispositif 1 on sont réalisés monobloc avec celles-ci. Chaque satellite 9 est monté fixe dans une position de stockage durant le transport et jusqu'au lancement. Le dispositif 1 comprend, à l'intérieur du corps 2, des moyens de commande 13 d'un mécanisme d'éjection 12 qui, moyennant des moyens d'entraînement 14 de chaque satellite, permet un déplacement de satellites en translation longitudinale entre une extrémité arrière 15 et une extrémité avant 16 du corps 2. De par le montage fixe de chaque satellite lors du transport, tel qu'il sera expliqué par la suite, ce dispositif ne nécessite pas de portes de fermeture à ces extrémités avant 16 ou arrière 15. Le mécanisme d'éjection 12 de l'invention comprend une installation de transport 10 comportant deux câbles parallèles 19,20, sur lesquels sont fixés un élément d'entraînement supérieur 22, respectivement un élément d'entraînement inférieur 23, deux éléments supérieurs 22 et deux éléments inférieurs 23 prenant en sandwich un satellite 9, tel qu'il sera décrit par la suite. L'installation de transport 10 comprend deux câbles 19,20 s'étendant en boucle fermée à partir d'une poulie motrice 24 et passant par plusieurs poulies intermédiaires ou de transfert avant de revenir s'enrouler sur la poulie motrice 24. La poulie motrice 24 comporte des gorges sur sa surface extérieure, gorges réalisées selon un profil hélicoïdal au niveau de chaque câble, deux profils hélicoïdaux selon des inclinaisons opposées étant ainsi réalisées de part et d'autre de son centre et permettant le guidage lors de l'enroulement et le déroulement du câble 19 et du câble 20. L'axe de rotation de la poulie 24 est perpendiculaire à la direction des rails de guidage 17,18, respectivement à l'axe longitudinal du corps 2 du dispositif 1. La poulie motrice 24 est située en la partie supérieure et à l'extrémité arrière 15 du corps 2 du dispositif 1, chacun des câbles 19,20 sortant de la poulie motrice 24 passe par des poulies intermédiaires de manière à obtenir des zones de passage parallèles aux rails de guidage 17,18 avant de retourner à la poulie motrice 24. Ainsi, chaque câble 19,20 sortant de la poulie motrice 24 passe par une poulie de renvoi d'angle 25 inférieure, puis par une poulie avant inférieure 26 lui faisant effectuer un demi-tour vers une poulie arrière inférieure 27, d'où il est envoyé vers une poulie arrière supérieure 28, puis vers une poulie avant supérieure 29 lui faisant effectuer un demi-tour vers la poulie motrice 24. Le trajet effectué par le câble 19 est mieux visible à la figure 3 où les flèches indiquent le sens de déplacement du câble lors de la mise en rotation de la poulie motrice 24 par un moteur 21 et un réducteur agencés à l'intérieur de la poulie motrice 24. Tel que mieux visible à la figure 4, le trajet effectué par le câble 20 est symétrique (selon un plan de symétrie vertical médian) à celui du câble 19. Deux poulies de renvoi d'angle 25 sont prévues pour éviter le croisement des câbles 19, respectivement 20 et sont montées à l'aide des vis de fixation aux parois frontales du corps 2, de manière à ce que l'axe de rotation de chacune présente une inclinaison par rapport à la verticale d'un angle compris entre 2° et 35°. Les autres poulies de transfert, notamment les poulies 26,27,28 et 29 tournent autour d'axes de rotation parallèles à celui de la poulie motrice 24. Le câble de l'invention est réalisé de préférence en un matériau du type Kevlar d'un diamètre entre 2 et 6 d'environ 4 mm. Des tendeurs peuvent être prévus sur le trajet. La poulie motrice 24 est guidée par une gorge de forme correspondante réalisée dans l'une des parois frontales du corps 2 et elle est fixée moyennant des vis de fixation à cette paroi. Les poulies intermédiaires 26,27,28 et 29 sont fixées par des dispositifs à encliquetage 36 sur les parois frontales 4,5 du corps 2, tel qu'il sera expliqué par la suite. Un tel mécanisme à encliquetage 36 est mieux visible à la figure 5. La figure 5 est une vue en coupe transversale réalisée avec un plan vertical passant par un premier axe x-x' qui est l'axe de rotation de la poulie 29 et par un deuxième axe de rotation, celui de la poulie 26, qui est parallèle au premier. Chaque poulie 26, 29 est fixée à chacune des parois frontales 4,5 en utilisant un dispositif à encliquetage 36. Un dispositif à encliquetage 36 comprend un piston 37 monté coulissant à l'intérieur d'un cylindre borgne 39 sous la poussée d'un ressort 38. Chaque paroi frontale comprend un orifice 40 traversé par le piston 37 lors du montage de la poulie 26 (il en est de même pour les poulies 27,28 et 29) au sein du corps 2 du dispositif 1. Un piston 37 comporte une extrémité de plus grand diamètre, sur laquelle prend appui le ressort 38, et une extrémité libre qui traverse l'orifice 40 de la paroi. L'extrémité libre du piston 37 et l'orifice 40 de la paroi ont une même forme qui peut être circulaire ou ovale, voire polygonale, etc. Des paliers 41 en un matériau à faible coefficient de frottement, tel le téflon, assure le guidage en rotation des poulies. A la figure 6 on peut remarquer deux éléments d'entraînement supérieurs 22 adjacents illustrés à une échelle agrandie. Un élément d'entraînement supérieur 22 comprend deux éléments d'entraînement longitudinaux 32 parallèles reliés sur un côté par une entretoise 33 et formant une pièce monobloc. Chaque élément d'entraînement longitudinal 32 est une pièce de forme générale parallélépipédique, le côté le plus long étant agencé le long d'un câble 19,20 qui passe à travers une anse de guidage 44 réalisée en la parte supérieure de chaque élément. Chaque élément d'entraînement longitudinal 32 est fixé au câble 19, respectivement 20, par une vis de fixation 42 passant au centre de l'anse de guidage 44. Dans une variante, une ou plusieurs vis de fixation est (sont) être insérée(s) de bas en haut, à partir de la base et à travers le corps parallélépipédique de l'élément d'entraînement longitudinal 32 jusqu'au câble 19, respectivement jusqu'au câble 20. Chaque entretoise 33 est destinée à venir au contact de chaque face latérale d'un satellite, notamment l'entretoise 33 située à l'avant prend appui sur la face arrière 31 d'un premier satellite 9 et l'entretoise 33 située à l'arrière sur la figure 6 est destinée à venir en appui sur la face avant 30 d'un deuxième satellite 9 situé derrière le premier dans le corps 2 du dispositif. De cette manière la distance comprise entre deux entretoises voisines 33 détermine la distance qui sépare deux satellites à l'intérieur du corps 2 du dispositif. Les éléments d'entraînement inférieurs 23 sont identiques aux éléments d'entraînement supérieurs 22. Les entretoises 33 comportent chacune deux extrémités de guidage 43 venant coulisser sur des rails de guidage longitudinaux internes 34',34",34"' formant ainsi trois tronçons étagés, de largeur croissante en direction de l'extrémité avant 16 du corps 2 (fig.2). Chaque rail longitudinal interne 34',34",34"' est muni d'une butée axiale 35',35",35"'. Chaque rail étagé forme ainsi un tronçon de guidage coopérant avec une entretoise 33 de longueur correspondante à l'espacement transversal de deux rails du même tronçon, ce qui permet d'obtenir des butées axiales à l'extrémité de chaque tronçon et permettant ainsi d'obtenir un blocage axial de chaque satellite en position de transport. La figure 7 illustre une variante de réalisation d'un élément d'entraînement supérieur 22, où les éléments d'entraînement longitudinaux 32' sont plus courts que les éléments d'entraînement longitudinaux 32 de la figure 6 et se prolongent par des éléments de guidage supplémentaires 45 venant en appui contre les éléments d'entraînement longitudinaux 32'. Un élément d'entraînement supérieur 22 adjacent est réalisé de la même manière et monté en miroir par rapport au premier. Les éléments d'entraînement inférieurs 23 sont identiques aux éléments d'entraînement supérieurs 22, les éléments d'entraînement 22,23 réalisés selon cette variante permettent un meilleur guidage le long du câble qui est ainsi moins sollicité en torsion. Le corps 2 intègre également des moyens d'alimentation électrique des moyens de commande 13, par exemple une batterie du type Li-ion, Li-polymère ou tout autre type de batterie qui propose un ratio poids/énergie élevé. Des moyens de connexion électrique peuvent être prévus entre les satellites et la batterie permettant leur alimentation jusqu'au moment de l'éjection. Le dispositif 1 tel qu'illustré aux figures annexées est prévu pour recevoir trois satellites 9. Les satellites 9 sont agencés l'un derrière l'autre à l'intérieur du corps 2 en étant supportés par les rails de guidage 17,18. Chaque satellite 9 est fixé par les éléments d'entraînement 22 et 23, leurs entretoises 33 le prenant en sandwich en la partie supérieure et en la partie inférieure de sa face avant 30 et de sa face arrière 31. Lorsque tous les satellites ont été fixés à l'intérieur du corps 2, le dispositif 1 peut être fixé au carénage du véhicule de lancement. Après le lancement du véhicule et lorsque l'altitude de lancement d'un premier satellite est atteinte, les moyens de commande alimentent le moteur électrique 21 qui met en rotation la poulie motrice 24 provoquant un mouvement rectiligne et simultané des câbles 19 et 20. Un satellite 9 est ainsi mis en mouvement en étant entraîné par les éléments d'entraînement 22,23 et arrive à l'extrémité avant 16 du corps 2 en étant éjecté dans l'espace. La vitesse d'éjection d'un satellite 9 est comprise entre 1 et 3m/s. Tel que mieux visible à la figure 4, après éjection d'un satellite 9, les éléments d'entraînement 22 et 23 suivent le mouvement d'enroulement des câbles 19,20 et passent en la partie supérieure, respectivement inférieure du corps 2 au-delà des rails de guidage 17, respectivement 18. Les moyens d'entraînement étant ainsi solidaires des câbles qui sont distincts des rails de guidage du satellite, la trajectoire du satellite est celle imprimée par les rails de guidage, ce qui évite l'apparition de tout moment parasite lors de l'entraînement. D'autres variantes et modes de réalisation de l'invention peuvent être envisagés sans sortir du cadre de ses revendications. Ainsi, dans une variante (non représentée aux figures) le dispositif de l'invention peut stocker, puis éjecter, plusieurs satellites, par exemple six satellites agencés dans un même corps. Dans une autre variante, deux corps tubulaires sont agencés l'un contre l'autre dans le sens longitudinal et utilisent un mécanisme d'éjection commun. REVENDICATIONS1. Dispositif (1) de transport et d'éjection de petites charges utiles spatiales, notamment de picosatellites, comprenant : - un corps (2) de forme tubulaire muni de moyens de fixation (3) à un véhicule de lancement, ledit corps (2) comportant des rails de guidage (17,18) et de support dans une direction longitudinale d'au moins deux satellites (9), les satellites (9) étant agencés de manière fixe l'un derrière l'autre dans une position de stockage lors du transport et étant amenés à se déplacer le long desdits rails de guidage (17,18) à l'intérieur dudit corps (2) lors de l'éjection ; - un mécanisme d'éjection (12) des satellites (9) agencé à l'intérieur dudit corps (2) et permettant leur déploiement à l'extérieur dudit corps (2) ; et des moyens de commande (13) du mécanisme d'éjection (12), - ledit mécanisme d'éjection (12) comportant un moyen de déplacement en un mouvement de translation longitudinale des satellites lorsqu'il reçoit une instruction en provenance desdits moyens de commande (13), caractérisé en ce que ledit moyen de déplacement est un mécanisme à défilement continu d'au moins deux satellites (9) comportant des moyens d'entraînement (14) de chaque satellite entre une position de stockage et une position d'éjection. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit corps comporte deux rails de guidage supérieurs (17) et deux rails de guidage inférieurs (18) parallèles entre eux et en ce que ledit moyen de déplacement comprend une installation de transport (10) à câble (19,20) entraîné par un moteur électrique (21) dont l'alimentation en courant est contrôlée par lesdits moyens de commande (13). 3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyensd'entraînement (14) comprennent au moins un élément d'entraînement supérieur (22) de chaque satellite (9), les éléments d'entraînement supérieurs de tous les satellites étant fixés sur au moins un câble se déplaçant en translation parallèlement au dessus desdits rails supérieurs (17). 4. Dispositif selon l'une des revendications 2 ou 3, caractérisé en ce que ledit moyen d'entraînement comprend au moins un élément d'entraînement inférieur (23) de chaque satellite, les éléments d'entraînement inférieurs de tous les satellites étant fixés sur au moins un câble qui se déplace en translation parallèlement en dessous des rails inférieurs (18). 5. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que ladite installation de transport (10) comprend au moins un câble (19,20) s'étendant en boucle fermée à partir d'une poulie motrice (24) qui est située à l'extrémité arrière (15) dudit corps (2), le câble (19,20) sortant de la poulie motrice (24) passant par une poulie de renvoi d'angle (25) inférieure, puis par une poulie avant inférieure (26) lui faisant effectuer un demi-tour vers une poulie arrière inférieure (27), d'où il est envoyé vers une poulie arrière supérieure (28), puis vers une poulie avant supérieure (29) lui faisant effectuer un demi-tour vers la poulie motrice (24). 6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite installation de transport (10) comprend deux câbles parallèles (19,20) suivant un même trajet en boucle fermée à partir d'une même poulie motrice (24). 7. Dispositif selon l'une des revendications 2 à 6, caractérisé en ce que ledit moteur électrique (21) est agencé à l'intérieur de la poulie motrice (24). 8. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que deux satellites (9) adjacents sont agencés à une distance prédéterminée dans leur position de transport. 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que lesdits moyens de commande (13) comprennent un microprocesseur/microcontrôleur et que ladite distance est introduite dans la mémoire du microprocesseur/microcontrôleur. 10. Dispositif selon l'une des revendications 6 à 9, caractérisé en ce que chacun des éléments d'entraînement supérieurs (22), respectivement inférieurs (23), comprend deux éléments d'entraînement longitudinaux (32) solidaires chacun d'un câble (19,20) et reliés entre eux par une entretoise (33) venant au contact d'une face latérale du satellite (9), le satellite étant fixé axialement par deux entretoises (33) prenant appui l'une sur sa face avant (30) et l'autre sur sa face arrière (31). 11. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que lesdites 15 entretoises (33) supérieure et inférieure se déplacent sur des rails de guidage longitudinaux internes (34',34",34"'). 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que lesdits rail de guidage longitudinaux internes (34',34",34"') sont étagés. 13. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit corps (2) renferme des moyens d'alimentation desdits moyens de commande (13). 25 14. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un capteur d'éjection communiquant avec lesdits moyens de commande (13) et/ou avec le lanceur directement. 15. Procédé d'éjection de petite charge spatiale, notamment de picosatellite, 30 caractérisé en ce qu'il consiste à : - agencer au moins deux satellites l'un derrière l'autre à l'intérieur d'un dispositif selon l'une des revendications précédentes, chaque satellite comportant ses propres moyens d'entraînement ; 20 5monter ledit dispositif sur une surface extérieure d'un véhicule de lancement ; piloter les moyens de commande dudit dispositif après le lancement du véhicule de lancement de manière à ce que les moyens d'entraînement libèrent un satellite à la fois.