FR 3051444 A1 20171124 FR 1670241 A 20160518 - 1 - La présente invention concerne un dispositif qui permet d'améliorer la capacité de détecter un satellite ou un groupe de satellites volant en formation en orbite au tour de la terre à l'oeil nu à partir du sol, sans besoin de sources de lumière à bord, et sans employer radar, télémétrie laser, télescopes optiques ou d'autres aides technologiques. Plusieurs dispositifs et procédés sont décrits dans l'art antérieur visant à permettre à un satellite ou à un ensemble de satellites de générer des éclairs de lumière qui peuvent être utilisés pour afficher des formes dans le ciel. Ces méthodes nécessitent soit des sources émettrices de lumière à bord de l'engin spatial (tel que décrit dans le document JP 2008-176250A), soit ils sont basés sur le phénomène connu comme «flash d'iridium». Dans ce dernier cas, le vaisseau spatial reflète la lumière du soleil à la Terre comme un flash instantané. En particulier, il est connu de l'état de la technique un dispositif ayant fait l'objet d'une demande de brevet EP 2 495 170 Al qui comprend un miroir réfléchissant plat à bord de l'engin spatial qui peut être volontairement orienté pour rediriger la lumière du soleil vers une zone spécifique de la Terre et ainsi l'éclairer. Ce dispositif a pour principal inconvénient que le flash de lumière dans cette application est visible juste à partir d'une position désignée et d'extension très réduite sur Terre. Ces dispositifs et procédés génèrent des flashs, et ne permettent pas l'affichage pendant une longue durée de temps d'une lumière ou d'un ensemble coordonné de lumières dans le ciel de nuit, en mesure de dessiner des lettres, des logos ou des symboles. En outre, les méthodes et les dispositifs mentionnés ci-dessus ne permettent pas aux lumières d'être vues par une multitude d'observateurs dispersés sur une vaste région géographique, cette lumières étant visible uniquement à partir de certaines zones désignées et d'extension très limitée, de facto ainsi limitant l'audience adressable. Les trois principaux inconvénients qui sont rencontrés donc dans l'état de la technique sont: (i) impossibilité de rendre le satellite visible sans utiliser d'énergie à bord ou une source de lumière émettant, (ii) impossibilité de rendre le satellite stablement visible pendant une longue période au cours de son survol, et (iii) impossibilité de rendre le satellite visible dans toutes les directions et par la plus grande quantité possible d'observateurs sur la Terre se trouvant en ligne de mire avec le satellite, quelle que soit leur position. La présente invention vise à pallier ces inconvénients, et présente un satellite [3] placé sur une orbite [4] du type héliosynchrone «aube - crépuscule» autour de la Terre [2], comprenant un ballon [5] revêtu d'un matériau très réfléchissant gonflable en forme de sphère, ladite sphère étant d'abord rangée dégonflée à plat à bord du vaisseau spatial, et caractérisée en ce que le ballon [5] a un diamètre tel que, quand l'engin est exposé aux rayons du soleil [6] et reflète la lumière du soleil dans toutes les directions 3051444 - 2 - [7], ledit ballon [5] est visible en permanence pendant son survol à l'oeil nu sans aides techniques avec un magnitude visuelle de valeur inférieure à 3 par tous les observateurs terrestres [8] en ligne de mire avec le vaisseau spatial, et que ledit ballon est déployé au moyen de gaz froid pour atteindre une configuration de sphère 5 seulement quand le satellite a atteint une orbite où il ne génère pas de traînée aérodynamique significative. L'orbite [4] du type dit héliosynchrone "aube - crépuscule", permet au vaisseau spatial [3] de survoler certaines régions de la Terre [2] toujours au même moment de la journée immédiatement après le coucher du soleil et juste avant l'aube. Dans cette 10 orbite [4], l'engin spatial maintient toujours le même angle de phase par rapport au soleil [1], toujours dans des conditions optimales d'éclaircissement. Lorsque le satellite [3] reçoit une commande spécifique de contrôle au sol, il déploie et gonfle au moyen d'un gaz froid contenu dans un réservoir à bord du satellite, un ballon sphérique [5] hautement réfléchissant dont la dimension rend l'engin 15 extrêmement visible dans le ciel de nuit en raison de la lumière solaire [6] réfléchie dans toutes les directions [7] par la surface du ballon [5]. La sphère, d'abord stockée dégonflée à bord du vaisseau spatial, se déploie en une configuration sphérique comme un ballon [5] à partir d'une configuration plane repliée. Le ballonnet peut être réalisé en aluminium, caoutchouc ou en nylon, raidi et durci par des résines, et il est revêtu par un 20 matériel extrêmement réfléchissant. La géométrie sphérique de la surface réfléchissante permet à la lumière de se refléter dans toutes les directions [7] rendant le vaisseau spatial clairement visible pendant une longue période lors de son survol avec une magnitude visuelle de valeur inférieure à 3, et visible à l'oeil nu par tous les observateurs [8] de la Terre [2] qui sont en ligne de mire avec le ballon, même dans des 25 environnements caractérisés par une forte pollution lumineuse (comme les agglomérations urbaines, par exemple). La signature photométrique du ballon sphérique recouvert d'un matériau hautement réfléchissant est généralement modélisée avec l'approximation que la sphère est du type Lambertien diffusément réfléchissante. Pour un ballon sphérique 30 ayant un coefficient de réflectivité de 0,5, la magnitude visuelle apparente, m en fonction de la surface de la section transversale du ballon A et de l'altitude H est donnée par la formule m = -26.74 + 5 log (H) - 2.5 log (0.5 x 2A/3u) 35 Les graphiques en figure 4 sont des représentations de cette formule calculées 3051444 - 3 - à diffèrentes altitudes H. Le diamètre du ballon [5] et l'altitude [10] à laquelle ledit ballon est déployé sont des éléments clés de différenciation de la présente invention par rapport aux ballons décrits dans l'art antérieur. Des dispositifs de ballons gonflables sont en effet connus 5 dans l'art antérieur (comme par exemple décrit par le document US 6,830,222 B1) comme dispositif d'abaissement de l'orbite d'un objet spatial au moyen de l'augmentation de la surface du satellite qui augmente la traînée atmosphérique. Etant donné que l'effet de la traînée atmosphérique diminue avec l'augmentation de l'altitude de l'orbite, le diamètre du ballon nécessaire pour abaisser l'orbite des satellites est 10 directement proportionnel à l'altitude de l'orbite. Cependant, à partir d'une altitude d'environ 500 km la traînée aérodynamique résiduelle est tellement modeste que les systèmes pour de-orbiter un satellite par des ballons ou de voiles aptes à augmenter la surface de l'engin spatial ne sont plus efficaces. Les traités internationaux stipulent que l'orbite d'un engin spatial doit se dégrader progressivement à partir de la fin de la vie 15 opérationnelle du satellite jusqu'à permettre la rentrée de l'engin dans l'atmosphère terrestre dans une période limite maximale de 25 ans. Les résultats des simulations mathématiques représentées en figure 5 montrent que le diamètre d'un ballon conçu pour la désorbitation d'un satellite est déterminé avec des critères qui sont différents par rapport à ceux qui sont employés pour la conception d'un ballon qui doit assurer sa 20 visibilité à très grande distance. En effet, le diamètre du ballon décrit dans la présente invention est dimensionné pour garantir une visibilité du ballon dans une certaine orbite avec une magnitude visuelle minimale de 3, mais il est inefficace en tant que dispositif de désorbitation du même engin dans la même orbite. Le choix d'utiliser une géométrie sphérique comme surface réfléchissante a pour but de permettre la réflexion du 25 rayonnement solaire [6] dans toutes les directions [7], ce qui augmente la taille de la région terrestre à partir de laquelle il est possible détecter l'engin spatial, et la durée de cette visibilité. Selon des modes particuliers de réalisation : - Le ballon [5] est réalisé en aluminium, caoutchouc ou en nylon, raidi et 30 durci par des résines. - Le ballon [5] est recouvert de dioxyde de titane, sulfure de zinc ou aluminium. - Le ballon réfléchissant [5] faisant objet de la présente invention équipe chacun des satellites [3] faisant parti d'un ensemble d'engins spatiaux 35 similaires, volant en formation en orbite [4] dit héliosynchrone "aube - crépuscule", autour de la Terre [2] à une altitude [1] où les effets de la 3051444 - 4 - traînée atmosphérique sont négligeables. Dans cette formation, la position relative des engins spatiaux et leurs distances relatives peuvent être maintenues, contrôlées et reconfigurées en différentes formes [15] afin de reproduire des lettres, chiffres, signes ou logos visibles à l'oeil nu 5 par un observateur [8] sur la terre [2]. Cette formation est réalisée grâce à la coordination de plusieurs sous-formations d'engins spatiaux, chaque sous-formation étant constituée par un ensemble d'engins spatiaux placés sur la même orbite par rapport à des distances qui peuvent être modifiées; chaque sous-formation étant sur un plan orbital différent [9]; 10 chaque plan orbital [9] étant également espacé l'un de l'autre. Les dessins annexés illustrent l'invention : Fig. 1 : Le satellite [3] en orbite héliosynchrone du type "aube - crépuscule" [4] Fig. 2 : Les rayons [6] du soleil [1] réfléchis dans toutes les directions [7] par le ballon [5] en configuration déployé, rendant l'ensemble visible par les observateurs 15 terrestres [8] Fig. 3 : Vue de l'ensemble satellite [3] et ballon [5] en configuration déployé Fig. 4 : Graphiques montrant la magnitude visuelle m de la sphère en fonction de la surface transversale du ballon A (en m2), par différents altitudes H (400 km, 600 km, 900 km) 20 Fig. 5 : Graphiques montrant l'altitude du périgée (en km) en fonction des années écoulées à partir de la date de fin de vie opérationnelle du satellite, calculées pour différents diamètres du ballon (pas de ballon, 5m, 10m, 15m) Fig. 6: Vue transversale d'une constellation composé par un ensemble de satellites [3] disposés sur trois plans orbitaux [9] étant également espacés l'un de l'autre 25 Fig. 7 : Un observateur [8] regarde une constellation [15] représentant la lettre V visible avec une dimension angulaire [14] double par rapport à celle [13] de la Lune [12] En référence à ces dessins, à titre d'exemple non limitatif, un ballon sphérique [5] faisant objet de la présente invention avec un diamètre de 5.6 m rend l'engin visible de la terre dans le ciel de nuit avec une magnitude visuelle égale à 2 à une distance 30 [10] de 900 km, comme cela peut être déduit par le graphique illustré dans la Figure 4. Le même ballon ayant le même diamètre et placé à la même altitude est par contre totalement inefficace en tant que moyen d'augmentation de la traînée aérodynamique, et dépasserait largement le terme légal de 25 ans pour la désorbitation, avoisinant plutôt 125 ans, comme cela peut être déduit à partir des graphiques en Figure 5. 35 A titre d'un deuxième exemple non limitatif, une pluralité de satellites [15], dans laquelle chacun des satellites de la pluralité est le satellite faisant objet de la présente 3051444 - 5 - invention, est placée en orbite héliosynchrone "aube - crépuscule" [4] à 900 km d'altitude [10]. Chaque satellite de la pluralité est équipé par un ballon sphérique [5] ayant un diamètre de 5.6 m. Les satellites de la pluralité volent coordonnée en formation reconfigurable tel que, vu par un observateur sur terre, la formation 5 représente des chiffres, des lettres, des logos ou des symboles [15]. La distance relative [11] entre les satellites positionnés sur les limites opposées extrêmes de la formation d'engins spatiaux similaires est de 15 km. De cette façon, à une distance [10] de 900 km, la formation entière apparaît comme un objet d'un degré de dimension angulaire [14] (environ deux fois la taille visuelle [13] moyenne de la lune [12]). Cette 10 formation est réalisée grâce à la coordination de plusieurs sous-formations d'engins spatiaux, chaque sous-formation étant constituée par un ensemble d'engins spatiaux placés sur la même orbite par rapport à des distances qui peuvent être modifiées; chaque sous-formation étant sur un plan orbital [9] différent; chaque plan orbital [9] étant également espacé de l'autre. 15 La présente invention n'est nullement limitée aux modes de réalisation décrits et représentés, mais l'homme du métier saura y apporter toute variante conforme à son esprit. Le dispositif selon l'invention est particulièrement destiné à représenter des messages ou de dessins informatifs ou publicitaires dans le ciel. 20 25 30 35 REVENDICATIONS1) Un satellite [3] placé sur une orbite héliosynchrone du type "aube crépuscule" [4] autour de la Terre [2], comprenant un ballon [5] revêtu d'un matériau très réfléchissant gonflable en forme de sphère, ladite sphère étant d'abord rangée dégonflée à plat à bord du vaisseau spatial [3], et caractérisée en ce que le ballon [5] a un diamètre tel que, quand l'engin est exposé au soleil [1] et reflète la lumière du soleil [6] dans toutes les directions [7], ledit ballon [5] est visible en permanence pendant son survol à l'osil nu sans aides techniques avec une magnitude visuelle de valeur inférieure à 3 par tous les observateurs [8] terrestres en ligne de mire avec le vaisseau spatial, et que ledit ballon [5] est déployé au moyen de gaz froid pour atteindre une configuration de sphère seulement quand le satellite a atteint une orbite où il ne génère pas de traînée aérodynamique significative. 2) Un satellite [3] selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ballon [5] est revêtu par aluminium 3) Un satellite [3] selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ballon [5] est revêtu par sulfure de zinc. 4) Un satellite [3] selon la revendication 1, caractérisé en ce que le ballon [5] est revêtu par dioxyde de titane. 5) Un satellite [3] selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que le ballon [5] gonflé est raidi et durci par de la résine. 6) Une pluralité de satellites, dans laquelle chacun des satellites de la pluralité est le satellite [3] tel que défini dans l'une quelconque des revendications de 1 à 5, la pluralité de satellites volant coordonnée en formation reconfigurable tel que, vu par un observateur sur terre [8], la formation représente des chiffres, des lettres, des logos ou des symboles [15]. 7) La pluralité de satellites telle que définie dans la revendication 6 est caractérisée en ce que la formation est réalisée grâce à la coordination de plusieurs sous-formations d'engins spatiaux, chaque sous-formation étant constituée par un ensemble d'engins spatiaux placés sur la même orbite par rapport à des distances qui peuvent être modifiées; chaque sous-formation étant sur un plan orbital différent [9]; chaque plan orbital [9] étant également espacé l'un de l'autre.