FR 2965410 A1 20120330 FR 1057706 A 20100924 Antenne spatiale à réflecteurs L'invention se rapporte à une antenne spatiale de radiocommunication à réflecteurs destinée à être mise en orbite dans l'espace. Les nouvelles applications spatiales de radiocommunication, c'est-à-dire de télécommunications ou d'écoute, mises en ceuvre par des satellites et plus particulièrement par des antennes à réflecteurs embarqués requièrent des grands voire des très grands réflecteurs radioélectriques permettant d'atteindre des directivités élevées allant jusqu'à 85 dBi voire au-delà et donc une discrimination spatiale très élevée. Par exemple, pour des missions de télécommunication, des tailles de réflecteurs comprises entre 20 et 30 mètres sont observées, la bande de fréquences utilisée pour ces applications étant la bande S ou des bandes de fréquences supérieures. Pour des missions d'écoute dans les bandes de fréquences situées autour de 900 MHz, 1800 MHz, 2,7 GHz, des réflecteurs de taille supérieure allant jusqu'à 100 mètres sont en cours de développement. Dans tous les systèmes d'antennes à grands réflecteurs en cours de développement, de manière générale la source est fixée à proximité de la plateforme du satellite tandis que le ou les réflecteurs sont amarrés par un ou plusieurs mâts à la plateforme. Pour ces systèmes divers problèmes sont rencontrés. Pour remplir les exigences de géométrie globale de l'antenne en termes de focalisation des ondes électromagnétiques dans une plage de température de fonctionnement, il est nécessaire que les variations géométriques sur la plage de température du profil de l'antenne par rapport à un profil idéal soient confinées dans un gabarit prédéterminé. En raison de la grande taille du réflecteur et corrélativement de la structure porteuse du réflecteur, les déformées thermo-élastiques du réflecteur sont importantes, ce qui rend difficile la tenue thermique de l'antenne en termes de confinement des variations géométriques sur la plage de températures, du profil de l'antenne par rapport au profil idéal. L'écart type des fluctuations dimensionnelles ou géométriques du profil de l'antenne, observées sur une plage de températures opérationnelles par rapport à un profil idéal, est désigné par l'acronyme anglais RMS (Root Mean Square) et sert classiquement de mesure de la tenue thermique de l'antenne. La difficulté à respecter la tenue thermique de l'antenne et par conséquent les exigences de focalisation de l'antenne s'accroit lorsque la taille du mat, notamment sa longueur, augmente. 2 En conséquence, l'exigence de tenue thermique de l'antenne vient limiter la taille du mat et par conséquent le rapport de distance focale F sur la taille D du réflecteur. En outre se pose le problème du passage sous coiffe lors du lancement de l'ensemble formé par la source, le réflecteur et le mât, ainsi que problème du déploiement de l'ensemble, l'échec du déploiement en orbite constituant un point de panne unique pour la mission du satellite. L'objet de l'invention vise à pallier les difficultés décrites ci-dessus. A cet effet, l'invention a pour objet une antenne spatiale de radiocommunication à un ou plusieurs réflecteurs comprenant un ensemble source radioélectrique formé d'au moins une source radioélectrique, au moins un réflecteur, et une structure porteuse de l'antenne, caractérisée en ce que : - la structure porteuse comporte un satellite source sur lequel est fixé l'ensemble-source, au moins un satellite réflecteur, différent du satellite source, sur chacun des satellites réflecteurs étant fixé un réflecteur propre de l'antenne, - l'antenne comprend des moyens de maintien des positions et orientations relatives des satellites entre eux, fixes dans le temps, les positions et orientations relatives des satellites entre eux correspondant à une configuration optique de l'antenne. Suivant des modes particuliers de réalisation, l'antenne spatiale comporte l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes : - la configuration optique est comprise dans l'ensemble des configurations formé par l'antenne à paraboloïde centré, l'antenne à paraboloïde décalé, la configuration dite cynlindro-paraboloïde, la configuration dite « Cassegrain centré », la configuration dite « Cassegrain décalée », le montage grégorien, les réflecteurs à multi-sources ou à profil déformé à partir d'un paraboloïde parfait, la configuration dite de « Beam Wave Guide » ; - l'antenne spatiale comprend au moins deux réflecteurs associés à l'ensemble-source pour lesquels le rayonnement électromagnétique émis ou reçu par l'ensemble-source est réfléchi successivement par chacun des réflecteurs ; - l'antenne est apte à fonctionner à une longueur d'onde À prédéterminée, et l'au moins un réflecteur présente une taille d'extension D telle que le rapport D/À est supérieur à 10 pour les la bande UHF-VHF, 20 pour les bande L et S, 200 pour la bande C, 300 pour la bande Ku, 500 pour la bande Ka ; - l'antenne comprend un réflecteur paraboloïde ou cylndro-paraboloïde apte à réfléchir directement le rayonnement électromagnétique vers ou depuis l'ensemble- source, le réflecteur ayant une distance focale F et une taille d'extension D telle que le rapport F/D est compris entre 0,3 et 2 ; - les moyens de maintien des positions et orientations des satellites entre eux comprennent une source lumineuse et un ensemble de vidéo-mètres installés sur un satellite de référence pris parmi le satellite source et les satellites réflecteurs, et un ensemble de rétro-réflecteurs de laser optique installés sur un satellite secondaire, pris parmi le satellite source et les satellites réflecteurs et distinct du satellite de référence, la source lumineuse étant pointée sur le satellite de référence ; - le satellite de référence est le satellite source ; - les satellites décrivent une orbite parmi l'orbite géostationnaire (GEO), les orbites bases (LEO), les orbites moyennes (MEO) ; - les satellites évoluent à la même altitude sur une ou plusieurs orbites ; - l'antenne comprend deux réflecteurs cylindro-paraboloïdes apte chacun à focaliser un rayonnement électromagnétique dans un plan associé différent, chaque réflecteur cylindro-paraboloïde comprenant un pantographe de déploiement. L'invention a également pour objet un système d'antennes comprenant au moins deux antennes telles que définies ci-dessus. Suivant un mode particulier de réalisation, le système d'antennes comporte les caractéristiques suivantes : - le système comprend quatre antennes, chaque antenne comportant de manière distincte un ensemble source et un réflecteur associés, les ensembles sources étant portés par un même satellite source et chaque réflecteur étant disposé sur un satellite réflecteur distinct évoluant à la même altitude de celle du satellite source, les satellites réflecteurs et le satellite source formant une pyramide de sommet la satellite source et de base le quadrilatère formé par les satellites réflecteurs. L'invention a également pour objet un procédé d'installation en orbite d'une configuration optique d'une antenne spatiale de radiocommunication à un ou plusieurs réflecteurs telle que définie ci-dessus, mis en ceuvre par une station terrestre située au sol et des moyens d'installation répartis sur les satellites porteurs de l'antenne spatiale, caractérisé en ce qu'il comprend l'étape consistant à : envoyer à un premier instant par la station terrestre des ordres de positionnements et d'attitudes absolus associés à l'ensemble des satellites, les positionnements et les attitudes, absolus par rapport à un repère géocentrique fixe et associés aux satellites, étant déterminés au préalable en fonction d'un type d'orbite choisi pour les satellites volant en formation, d'une configuration optique de l'antenne spatiale choisie, et d'un pointage choisi de l'antenne spatiale de radiocommunication destinés à être mis en ceuvre par les moyens d'installation à un deuxième instant prédéterminé t d'exécution, retard d'un retard At par rapport au premier instant d'envoi des ordres. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'une unique forme de réalisation qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple et faite en se référant aux dessins sur lesquels : - la Figure 1 est une vue en perspective d'une antenne spatiale selon l'invention dans une configuration optique à réflecteur paraboloïde décalé et en mode émission, - la Figure 2 est une vue d'une coupe simplifiée suivant le plan de coupe II-II de l'antenne spatiale de la Figure 1 en mode émission, avec une représentation des moyens de maintien des positions et attitudes relatives par rapport à des attitudes relatives de référence entre les satellites, - la Figure 3 est une vue d'une coupe d'une antenne spatiale selon l'invention ayant les mêmes éléments structuraux de l'antenne spatiale de la Figure 1 en mode réception, - la Figure 4 est une vue en perspective d'un deuxième mode de réalisation d'une antenne spatiale selon l'invention présentant une configuration optique à deux réflecteurs cylindro-paraboloïdes et en mode émission, - la Figure 5 est une vue en perspective d'un exemple d'un ensemble d'antennes selon l'invention dans lequel les ensembles-sources sont portés par un même satellite source, - la Figure 6 est une vue de dessous de l'ensemble d'antennes de la Figure 5, et - la Figure 7 est un ordinogramme d'un procédé d'installation et de maintien d'une configuration optique d'une antenne spatiale des figures 1 à 4. Suivant la Figure 1, une antenne spatiale 2 de radiocommunication comprend un ensemble-source radioélectrique 4, formé d'une source radioélectrique, et un réflecteur électromagnétique 6 unique ayant une face 8 réfléchissante. L'antenne spatiale 2 comprend également une structure porteuse 9 de l'antenne 2, des moyens d'installation 10 d'une configuration optique et d'un pointage de l'antenne 2 prédéterminés, et des moyens de maintien 11 de la configuration optique installée. Une antenne est dite spatiale lorsqu'elle est destinée à voler dans l'espace ou qu'elle vole dans l'espace, par exemple en étant en orbite autour de la Terre, cette dernière étant désignée par la référence numérique 12. Suivant la Figure 1, l'antenne spatiale 2 est représentée en orbite autour de la Terre 12. La structure porteuse 9 comprend au moins deux satellites, ici un premier satellite 13 dit satellite source sur lequel est fixé rigidement l'ensemble-source 4 et un deuxième satellite 14, dit satellite réflecteur, sur lequel est fixé rigidement le réflecteur 6 par une face arrière 15, opposée à la face réfléchissante 8. Les moyens d'installation 10 comprennent une station sol 16 de contrôle des satellites 13 et 14 apte à commander de manière coordonnée le vol des satellites 13, 14 suivant un mode dit de « vol en formation », c'est à dire à commander de manière coordonnée les trajectoires et les attitudes des satellites 13, 14. L'ensemble source 4, le satellite source 13, le satellite réflecteur 14 et le réflecteur 6 sont agencés dans l'espace de sorte que le réflecteur 6 constitue un écran pour le satellite réflecteur 14 vis-à-vis du satellite source 13 et de l'ensemble source 4, et de sorte que l'ensemble source 4 constitue un écran partiel pour le satellite source 13 vis-à-vis du réflecteur 6. La distance de fixation séparant l'ensemble-source 4 et la plateforme du satellite source 13 est faible, c'est-à-dire inférieure à la taille de la plateforme du satellite source, voire nulle. Elle est comprise entre 0 et 10 fois la longueur d'onde À de fonctionnement radioélectrique de l'antenne, c'est-à-dire entre 0 et 2 mètres pour un spectre de fréquences allant de la bande VHF à la bande Ka. De même, la distance de fixation séparant le réflecteur 6 du satellite réflecteur 14 est réduite, c'est-à-dire inférieure à la taille de la plateforme du satellite réflecteur, voire nulle. Elle est comprise entre 0 et 10 fois la longueur d'onde À de fonctionnement radioélectrique de l'antenne, c'est-à-dire entre 0 et 2 mètres pour un spectre de fréquences allant de la bande VHF à la bande Ka. En revanche la distance séparant l'ensemble-source 4 du réflecteur 6 est comprise entre 0,3 fois D à 2 fois D, D étant la taille la plus grande du réflecteur dans une de ses directions d'extension. La face réfléchissante 8 du réflecteur 6 est métallique. Elle est constituée par exemple d'une couche métallique homogène ou d'un tissu métallique en matériau composite déposée sur une coque formant une structure rigide, non métallique préformée selon un profil prédéterminé. En variante, la face réfléchissante 8 est constituée en un treillis métallique, apte à être déployé par un système de déploiement et précontraint en position déployée. En variante, le réflecteur 6 est réalisé dans son ensemble en un matériau homogène qui contient du métal. La configuration est dite optique en termes de respect d'exigences de focalisation du réflecteur, les performances de focalisation du rayonnement électromagnétique par l'antenne pouvant être calculées notamment par la méthode dite d'optique géométrique ou encore la méthode d'optique physique. Les longueurs d'onde À de fonctionnement radioélectrique de l'antenne correspondent à des bandes de fréquence comprises dans la bande VHF (Very High Frequency), la bande UHF (Ultra High Frequency) , la bande L, la bande S, la bande C, la bande X, la bande Ku et la bande Ka. Les moyens d'installation 10 de la configuration optique et de pointage de l'antenne 2 comprennent, installées à bord du satellite source 13, une première série de récepteurs 17, 18 radioélectriques compatibles de signaux émis par au moins un système de radiolocalisation global de type par exemple GPS (dénomination anglaise de Global Positioning System) ou Galileo, et une première série de générateurs d'impulsions spécifiques 20, 22 dont deux sont seulement représentés. Les moyens d'installation 10 de la configuration optique de l'antenne 2 comprennent également installées à bord du satellite réflecteur 14 une deuxième série de récepteurs 24, 26, compatibles de signaux émis par au moins un système de radiolocalisation global par exemple GPS ou Galileo, et une deuxième série de générateurs d'impulsions spécifiques 28, 30. Les moyens d'installation 10 comprennent, installés à bord du satellite source 13, un premier Système de Contrôle d'Attitude et d'Orbite (SCAO) 32, un premier émetteur/récepteur satellitaire de télémesures 34, et une première unité de coordination 36 des tâches de plateforme du satellite source 13. Les moyens d'installation 10 comprennent, installés à bord du satellite réflecteur 14, un deuxième Système de Contrôle d'Attitude et d'Orbite (SCAO) 38, un deuxième émetteur/récepteur satellitaire de télémesures 40, et une deuxième unité de coordination 42 des tâches de plateforme du deuxième satellite réflecteur 14 . Les émetteurs/récepteurs satellitaires 34, 40 sont aptes à émettre et recevoir vers/depuis la station sol 16 des télémesures et des télécommandes. Les télémesures transportent des données de positions et d'attitudes des satellites 13, 14 fournies par les récepteurs 17, 18, 24, 26. Les télécommandes correspondent à des ordres destinés aux générateurs d'impulsions spécifiques 20, 22, 28, 30 et aux SCAOs 32, 38. La station sol 16 de contrôle comprend une antenne émission/réception 46 de télécommandes/télémesures et une chaîne 48 d'unités électriques et/ou électroniques apte à recevoir et démoduler les télémesures des satellites 13, 14, à traiter les télémesures, à élaborer des télécommandes et à les envoyer aux satellites 13, 14 au travers de liaisons radioélectriques bidirectionnelles 50, 52, chaque liaison radioélectrique étant associée à un satellite distinct 13, 14. Les moyens d'installation 10 de la configuration optique et de pointage de l'antenne 2 sont ainsi aptes à installer les positions et orientations relatives des satellites 12, 14 entre eux à un instant 1 prédéterminée. Les positions et orientations angulaires relatives des satellites entre eux correspondent à la configuration optique prédéterminée de l'antenne 2. Ici, dans la configuration optique représentée à la Figure 1, le rayonnement électromagnétique est seulement émis par l'ensemble-source 4 suivant un premier faisceau délimités par des bords 60, 62 et réfléchi successivement par le réflecteur 6 vers la Terre 13 comme le montre le sens de flèches des bords 64, 66 d'un deuxième faisceau descendant vers la Terre 13. Les moyens d'installation 10 sont ainsi aptes également à installer la position absolue et l'orientation angulaire absolue du satellite source 13, pris comme satellite de référence, par rapport à un repère fixe géocentrique. La position absolue et l'orientation angulaire absolue du satellite source 13 combinées aux positions et orientations relatives des satellites 13, 14 entre eux correspondent à la donnée d'une configuration optique et d'un pointage de l'antenne spatiale 2. Les satellites sont disposés dans la mesure du possible à la même altitude de manière à respecter les lois de Képler et faciliter le maintien en orbite en économisant la ressource en énergie du ou des satellites. Dans le cas de la configuration optique décrite à la Figure 1, les satellites évoluent à la même altitude. Les orbites décrites par les satellites sont fonctions de missions attribuées au système satellitaire et peuvent être très différentes. Les satellites décrivent une orbite parmi l'orbite géostationnaire (GEO), les orbites bases (LEO), les orbites moyennes (MEO). L'antenne spatiale 2 décrite à la Figure 1 permet ainsi de s'affranchir de l'utilisation d'un grand mat dont la déformation en fonction de la température est préjudiciable aux bonnes performances radioélectriques en terme de directivité, de largeur d'ouverture et de pointage de l'antenne spatiale 2 de radiocommunication. De manière générale, l'antenne spatiale de radiocommunication comprend au moins un réflecteur radioélectrique et l'ensemble-source est une collection de sources électromagnétiques situées proches les unes des autres. De manière générale, une source radioélectrique est une antenne source apte à fonctionner, soit en mode émetteur en étant raccordée à un moyen d'excitation radioélectrique et en émettant un rayonnement électromagnétique, soit en mode récepteur en étant sensible à un rayonnement électromagnétique incident et en étant raccordée à un récepteur électrique non représenté ici. De manière générale, une configuration optique est définie par les types et les dimensions géométriques des réflecteurs constituant l'antenne, et par les positions et les orientations relatives de ces réflecteurs 6 et de l'ensemble-source 4 entre eux. De manière générale un satellite de référence est pris parmi la satellite source et au moins un satellite réflecteur. De manière générale, tout type de réflecteur peut être utilisé, par exemple un réflecteur comprenant une portion de la surface d'un paraboloïde, un réflecteur comprenant une portion de la surface d'un cylindro-paraboloïde, un réflecteur comprenant une portion de la surface d'un plan, mais un également un réflecteur dit « reflectarray ». Les configurations optiques réalisées par l'invention comprennent notamment l'antenne dite à paraboloïde centré, l'antenne dite à paraboloïde décalé, la configuration dite « Cassegrain centré », la configuration dite « Cassegrain décalée », le montage dit grégorien, les réflecteurs dits à multi-sources ou à profil déformé à partir d'un paraboloïde parfait. Les configurations optiques réalisées par l'invention comprennent également la configuration dite de « Beam Wave guide ». Suivant la Figure 2, les moyens de maintien 11 de la configuration optique installée comprennent un moyen de métrologie 70 apte à déterminer les variations relatives de positionnement en translation et/ou angulaire du satellite réflecteur 14 agissant comme un satellite secondaire par rapport à une positon d'alignement nominale avec le satellite source 13 agissant comme un satellite de référence, un moyen de commande et de correction 72 d'un défaut de positionnement en translation et/ou angulaire du satellite réflecteur 14 par rapport au satellite source 13. En d'autres termes le satellite source 13 sert de satellite de référence sur lequel le satellite réflecteur 14 s'aligne. Le satellite source 13 pilote les déplacements du satellite réflecteur 14 en fonction de ses variations propres de positionnement en translation et/ou angulaire. Un moyen de métrologie 70 permettant une localisation relative fine des satellites entre eux est décrit dans le demande de brevet française publiée sous le numéro FR 2 902 894. Le moyen de métrologie 70 décrit dans cette demande de brevet destiné à une antenne interférométrique d'observation permet d'acquérir la connaissance de positionnements relatifs, latéral et longitudinal respectivement, avec une précision de +/-10 µm et +/- 100 µm respectivement à une distance de 100 m séparant le satellite source et le satellite réflecteur. Le moyen de métrologie 70 comprend, embarqués à bord du satellite source 13, une source lumineuse 76, de préférence de type laser, destinée à éclairer au moins en partie le satellite réflecteur 14, un ensemble 78 de détecteurs principal de lumière capables de détecter de la lumière provenant du satellite réflecteur 14, un circuit de mesure non représenté permettant de détecter le ou les détecteurs qui reçoivent de la lumière du satellite réflecteur 14, un circuit de calcul des distances séparant un ensemble de détecteurs nominaux des détecteurs éclairés par la lumière réfléchie et de détermination d'au moins un écart angulaire par rapport à une positon d'alignement de référence. Le moyen de métrologie 70 comprend également, embarqué à bord du satellite réflecteur 14, un ensemble 80 de réflecteurs de métrologie ou vidéo-réflecteurs aptes à réfléchir la lumière émise par la source lumineuse 76 sur l'ensemble 78 des détecteurs. La source lumineuse 76 est située une même face 82 du satellite source 12 et sur un même plan de montage que celui de l'ensemble-source 4. Ainsi la source lumineuse 76 est apte à éclairer la face réfléchissante 8 du réflecteur 6 de l'antenne 2 de radiocommunication. Les détecteurs de l'ensemble 78 sont situés sur un même plan et le nombre de détecteurs nominaux est pris de manière préférée au moins égal à 5. Les réflecteurs de métrologie de l'ensemble 80 sont situés sur un même plan 84 et le nombre de vidéo-réflecteurs est le même que celui de détecteurs nominaux, les vidéo-réflecteurs nominaux et les détecteurs nominaux étant appariés selon des paires distinctes. L'ensemble 80 des vidéo-réflecteurs de métrologie est monté sur le réflecteur 6 du coté de la face réfléchissante 8 et de préférence dans un zone entourant l'axe focal du réflecteur 6. La surface réfléchissante 8, apte à réfléchir les ondes de radiocommunication entourant l'ensemble 80 des vidéo-réflecteurs, est recouverte d'un film absorbant la lumière émise par la source d'émission 76 mais transparent aux ondes de radiocommunication. En variante, la surface réfléchissante 8 comprend un tissu ou un treillis métallique dont les mailles sont suffisamment grandes pour laisser passer la lumière émise depuis la source 76 et sont suffisamment fines pour réfléchir les ondes de radiocommunication. En variante, les détecteurs de l'ensemble 78 sont situés sur une surface régulière et le nombre de détecteurs nominaux est au moins égal à 1. En variante, le moyen de métrologie 70 est configuré pour que le satellite réflecteur 14 serve de satellite de référence et le satellite source 13 serve de satellite secondaire. Le moyen 72 de commande et de correction d'un défaut de positionnement angulaire du satellite réflecteur 14 par rapport au satellite source 13 comprend, installés sur le satellite source 13, une unité 85 d'élaboration d'une consigne de correction de l'attitude et/ou de la position du satellite réflecteur 13 et un émetteur de commande destiné à envoyer une commande de correction au satellite réflecteur 14. Le moyen 72 de commande et de correction comprend, installé sur le satellite réflecteur 14, un récepteur de commande de correction apte à recevoir la commande de correction, la démoduler et à l'envoyer à l'unité centrale de gestion de la plateforme, en particulier de la gestion de l'AOCS, pour permettre l'envoi de commandes aux actuateurs d'impulsion et/ou aux roues d'inertie du satellite réflecteur 14. Suivant les figures 1, 2, 3 l'antenne spatiale 2 comprend un seul réflecteur associé à l'ensemble-source. Dans la configuration représentée à la Figure 2, le rayonnement électromagnétique est seulement émis par l'ensemble-source 4 et réfléchi successivement par le réflecteur 6 vers la Terre 13 comme le montre le sens de flèches des bords 96, 98 du faisceau 100 descendant vers la Terre 13. Cette configuration est celle d'une mission de radiodiffusion. En variante, le rayonnement électromagnétique est émis et reçu par l'ensemble-source et réfléchi successivement par le réflecteur vers et depuis la Terre. Cette configuration est alors celle d'une mission de télécommunication bidirectionnelle. Dans la configuration représentée à la figure 3, le rayonnement électromagnétique est reçu par le réflecteur 6 depuis la Terre 12, puis réfléchi vers l'ensemble-source 4 agissant en récepteur, comme le montre le sens de flèches des bords 104, 106 du faisceau 108 montant depuis la Terre 13 vers le satellite réflecteur 14. Dans ce cas, le rayonnement électromagnétique est seulement reçu par l'ensemble-source 4. Cette configuration est celle d'une mission d'écoute. Suivant la figure 4, une deuxième forme de réalisation de l'antenne spatiale 102 comprend un ensemble-source 204 et un ensemble 206 de deux réflecteurs cylindroparabolo'ides formé par un premier réflecteur 208 et un deuxième réflecteur 210 Chaque réflecteur 208, 210 est apte à focaliser un rayonnement électromagnétique dans un plan associé différent et comprend un pantographe différent de déploiement non représenté sur la Figure 4. L'ensemble-source 204 est porté et fixé sur le satellite source 220. Chaque réflecteur cylindro-paraboloïde 208, 210 est porté par et fixé sur un satellite différent, respectivement 224, 226. Ici, le satellite source 220 et les deux satellites réflecteurs 224, 226 sont positionnés entre eux de manière à ce que les plans focaux des deux réflecteurs 208, 210 soient orthogonaux entre eux. Une telle configuration permet d'obtenir un gain d'antenne élevé et un faisceau d'antenne angulairement isotrope ou de manière correspondante une couverture sur la Terre 12 de forme sensiblement circulaire. L'avantage d'utiliser des réflecteurs cylindro-paraboliques réside dans la facilité de reploiement sous coiffe et de déploiement simple en orbite par l'utilisation du pantographe de déploiement. En variante, l'antenne spatiale comprend au moins trois réflecteurs associés pour lesquels le rayonnement électromagnétique émis ou reçu par l'ensemble-source est réfléchi successivement par chacun des réflecteurs. Suivant les Figures 5 et 6, un système d'antennes 302 comprend au moins deux antennes selon l'invention. Ici, le système comprend quatre antennes 304, 306, 308, 310. Chaque antenne 304, 306, 308, 310 comprend respectivement un ensemble source 312, 314, 316, 318 distinct et un réflecteur 322, 324, 326, 328 associé distinct. Les ensembles sources 312, 314, 316, 318 sont portés par un même satellite source 330. Chaque réflecteur 322, 324, 326, 328 est porté par un satellite réflecteur distinct 332, 334, 336, 338. Les satellites réflecteurs 332, 334, 336, 338 évoluent à une même altitude que celle du satellite source 330. Les quatre satellites réflecteurs 332, 334, 336, 338 et le satellite source 330 forment une pyramide de sommet le satellite source 330 et de base le quadrilatère formé par les satellites réflecteurs 332, 334, 336, 338. Ici, les deux satellites réflecteurs, désignés respectivement par les références numériques 332 et 334, décrivent la même orbite 339 que le satellite source 330, en l'encadrant respectivement par l'avant et par l'arrière, le sens allant de l'arrière vers l'avant étant le sens de défilement du satellite source 330 et étant représenté par une flèche 340. Les deux satellites réflecteurs restants désignés respectivement par les références numériques 336 et 338, décrivent une première orbite latérale 342 et une deuxième orbite latérale 344 adjacentes à gauche et à droite de l'orbite 339 décrite par le satellite source 330. Les satellites réflecteurs 336 et 338 sont ceux qui nécessitent le plus d'énergie à dépenser pour maintenir leur altitude et leur positionnement relatif au satellite source 330 de manière a maintenir le respect des exigences géométriques de focalisation associées à leur configuration optique géométrique. Les satellites réflecteurs 332, 334 nécessitent en comparaison beaucoup moins d'énergie pour maintenir leur appartenance à la même orbite que celle du satellite source 330. Dans la configuration optique décrit aux Figure 5 et 6, pour chaque antenne 304, 306, 308, 310 de manière séparée et indépendante, un rayonnement électromagnétique est émis par l'ensemble-source associé 312, 314, 316, 318 suivant un premier faisceau associé distinct 352, 354, 356, 358 et réfléchi successivement par le réflecteur associé distinct 322, 324, 326, 328 suivant un deuxième faisceau descendant 362, 364, 366, 368 vers la Terre 13. Les antennes 304, 306, 308, 310 sont configurées optiquement et agencées entre elles comme décrit sur les Figures 5 et 6 de sorte à éviter toute interférence, d'une part entre les premiers faisceaux 352, 354, 356, 358 entre eux, d'autre part entre les deuxièmes faisceaux 362, 364, 366, 368 entre eux et à évier le masquage par le satellite source 330. Suivant la Figure 7, un procédé 402 d'installation et de maintien d'une configuration optique d'une antenne spatiale de radiocommunication à au moins un réflecteur est mise en ceuvre par le satellite source, au moins un satellite réflecteur et au moins une station sol. Dans une première étape 404, le satellite source et l'au moins un satellite réflecteur sont mis en orbite de manière coordonnée sur des orbites prédéterminées de façon à ce que les satellites forment un vol en formation selon une configuration initiale de vol prédéterminé, et chaque réflecteur associé respectivement à un satellite réflecteur distinct est déployé. Dans une étape suivante 406, des ordres de positionnements et d'attitudes absolus associés à l'ensemble des satellites sont envoyés par la station sol 16. Les positions et les attitudes, absolues par rapport à un repère géocentrique fixe et associées aux satellites, qui sont ordonnées et transmises aux satellites à un premier instant t - At prédéterminé sont fonction d'un type d'orbite choisi pour les satellites volant en formation, d'une configuration optique de l'antenne spatiale 2 choisie, d'un pointage choisi de l'antenne spatiale 2 de radiocommunication pour un deuxième instant prédéterminé t d'exécution, At étant le retard mis pour les l'exécution des ordres de positionnement et d'attitude absolu à partir du premier instant. Dans une étape successive 408, les moyens d'installation 10 de la configuration optique de l'antenne spatiale exécutent les ordres de positionnement et d'attitude absolus pour installer les positions et orientations absolus des satellites entre eux à l'instant t effectif prévu, les positions absolues et orientations absolues des satellites du vol en formation correspondant à la configuration et au pointage choisis de l'antenne spatiale de radiocommunication. Dans une étape suivante 410, les moyens de maintien 11 de la configuration optique installée à l'étape précédente 408 détermine les variations relatives de positionnement en translation et/ou angulaire des satellites entre eux par rapport au respect de la géométrie de la configuration optique installée, un satellite ayant été choisi comme satellite de référence, parmi le satellite source et l'au moins un satellite réflecteur. Dans une étape suivante 412, les moyens de maintien 11 commandent et corrigent les défauts de positionnement en translation et/ou angulaire relatifs des satellites secondaires par rapport au satellite de référence, le ou les satellites secondaires étant le ou les autres satellites porteurs de l'antenne 2. Dans le cas où les moyens de maintien 11 sont ceux décrits dans la figure 2, le satellite de référence est le satellite source 12. Ici, le maintien de la configuration optique est indépendant du pointage et autorise un écart libre du pointage de l'antenne 2 par rapport au pointage correspondant au moment d'installation Ide la configuration optique et du pointage désirés. Le procédé décrit est particulièrement adapté au cas d'une orbite géostationnaire. Dans une étape de test suivante 414, la station terrestre détermine à partir d'informations de télémesures des satellites 12, un écart de pointage entre le pointage effectif à un troisième instant de l'antenne spatiale et le pointage désiré. Dans le cas ou l'écart dépose un seuil prédéterminé, le procédé se poursuit par un branchement à l'étape 406. A l'inverse, dans le cas ou l'écart reste en dessous du seuil, les étapes de maintien 410, 412 sont répétées. En variante, les moyens de maintien 11 commandent et corrigent non seulement les variations relatives de positionnement et/ou angulaires des satellites secondaires par rapport au satellite de référence mais également la variation du pointage de l'antenne spatiale en raison du mouvement du satellite de référence. Dans ce cas les moyens de maintien et d'installation sont les mêmes. En variante, lorsque des orbites basses son utilisées, il existe des contraintes d'exécution de corrections de positions et d'attitudes en des temps courts sur ces orbites. Une autonomie d'élaboration à bord des satellites des commandes de correction est alors nécessaire à la mise en ceuvre de la configuration optique de l'antenne et du pointage désirés. Dans ce cas l'étape 406 pourrait être exécuté par une unité de traitement bord embarqué sur un satellite. REVENDICATIONS1. Antenne spatiale de radiocommunication à un ou plusieurs réflecteurs (6 ; 208, 210) comprenant un ensemble source radioélectrique (4 ; 204) formé d'au moins une source radioélectrique, au moins un réflecteur (6 ; 208, 210), et une structure porteuse (9) de l'antenne, caractérisée en ce que : - la structure porteuse (9) comporte un satellite source (13 ; 220) sur lequel est fixé l'ensemble-source (4 ; 204), au moins un satellite réflecteur (14 ; 224, 226), différent du satellite source (13 ; 220), sur chacun des satellites réflecteurs (14 ; 224, 226) étant fixé un réflecteur (6 ; 208, 210) propre de l'antenne, l'antenne comprend des moyens de maintien (11) des positions et orientations relatives des satellites (13, 14 ; 220, 224, 226) entre eux, fixes dans le temps, les positions et orientations relatives des satellites (13, 14 ; 220, 224, 226) entre eux correspondant à une configuration optique de l'antenne. 2. Antenne spatiale de radiocommunication selon la revendication 1, caractérisée en ce que la configuration optique est comprise dans l'ensemble des configurations formé par l'antenne à paraboloïde centré, l'antenne à paraboloïde décalé, la configuration dite cylindro-paraboloïde, la configuration dite « Cassegrain centré », la configuration dite « Cassegrain décalée », le montage grégorien, les réflecteurs à multi-sources ou à profil déformé à partir d'un paraboloïde parfait, la configuration dite de « Beam Wave Guide ». 3. Antenne spatiale de radiocommunication selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, caractérisée en ce que l'antenne spatiale comprend au moins deux réflecteurs (208, 210) associés à l'ensemble-source (204) pour lesquels le rayonnement électromagnétique émis ou reçu par l'ensemble-source (4 ; 204) est réfléchi successivement par chacun des réflecteurs (6 ; 208, 210). 4. Antenne spatiale de radiocommunication selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'antenne est apte à fonctionner à une longueur d'onde À prédéterminée, et l'au moins un réflecteur (6 ; 208, 210) présente une taille d'extension D telle que le rapport D/À est supérieur à 10 pour les la bande UHF- VHF, 20 pour les bande L et S, 200 pour la bande C, 300 pour la bande Ku, 500 pour la bande Ka. 5. Antenne spatiale de radiocommunication selon l'une quelconque des revendications 1 :à 4, caractérisée en ce que l'antenne comprend un réflecteur paraboloïde (6) ou cylindro-paraboloïde (208, 210) apte à réfléchir directement le rayonnement électromagnétique vers ou depuis l'ensemble-source (4 ; 224), le réflecteur(6 ; 208, 210) ayant une distance focale F et une taille d'extension D telle que le rapport F/D est compris entre 0,3 et 2. 6. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que les moyens de maintien (11) des positions et orientations des satellites entre eux comprennent une source lumineuse (76) et un ensemble de vidéo-mètres (78) installés sur un satellite de référence pris parmi le satellite source (13) et les satellites réflecteurs (14), et un ensemble de rétro-réflecteurs (80) de laser optique installés sur un satellite secondaire, pris parmi le satellite source (13) et les satellites réflecteurs (14) et distinct du satellite de référence, la source lumineuse (76) étant pointée sur le satellite de référence. 7. Antenne selon la revendication 6, caractérisée en ce que le satellite de référence est le satellite source (13). 8. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que les satellites (13, 14 ; 220, 224, 226) décrivent une orbite parmi l'orbite géostationnaire (GEO), les orbites bases (LEO), les orbites moyennes (MEO). 9. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que les satellites évoluent à la même altitude sur une ou plusieurs orbites. 10. Antenne selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que l'antenne comprend deux réflecteurs cylindro-paraboloïdes (208, 210) apte chacun à focaliser un rayonnement électromagnétique dans un plan associé différent, chaque réflecteur cylindro-paraboloïde (208, 210) comprenant un pantographe de déploiement. 11. Système d'antennes comprenant au moins deux antennes définies selon l'une quelconque des revendications 1 à 10. 12. Système d'antennes selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'il comprend quatre antennes (304, 306, 308, 310), chaque antenne (304, 306, 308, 310) comportant de manière distincte un ensemble source (312, 314, 316, 318) et un réflecteur (322, 324, 326, 328) associés, les ensembles sources (312, 314, 316, 318) étant portés par un même satellite source (330) et chaque réflecteur (322, 324, 326, 328) étant disposé sur un satellite réflecteur distinct (332, 334, 336, 338) évoluant à la même altitude de celle du satellite source (330), les satellites réflecteurs (332, 334, 336, 338) et le satellite source (330) formant une pyramide de sommet la satellite source (330) et de base le quadrilatère formé par les satellites réflecteurs (332, 334, 336, 338). 13. Procédé d'installation en orbite d'une configuration optique d'une antenne spatiale (2) de radiocommunication à un ou plusieurs réflecteurs définie selon l'une des revendications 1 à 9, mis en ceuvre par une station terrestre située au sol et des moyens d'installation (10) répartis sur les satellites (13, 14 ; 220, 224, 226) porteurs de l'antenne spatiale (2), caractérisée en ce qu'il comprend l'étape consistant à :envoyer (406) à un premier instant par la station terrestre des ordres de positionnements et d'attitudes absolus associés à l'ensemble des satellites, les positionnements et les attitudes, absolus par rapport à un repère géocentrique fixe et associés aux satellites, étant déterminés au préalable en fonction d'un type d'orbite choisi pour les satellites volant en formation, d'une configuration optique de l'antenne spatiale choisie, et d'un pointage choisi de l'antenne spatiale de radiocommunication destinés à être mis en ceuvre par les moyens d'installation à un deuxième instant prédéterminé t d'exécution, retard d'un retard At par rapport au premier instant d'envoi des ordres.10