FR 3126827 A1 20230310 FR 2109387 A 20210908 La présente invention concerne un procédé (50) d’acquisition d’images par un engin spatial (10) comportant un instrument d’observation (20) et un module d’émission laser (30), ledit procédé comporte des étapes de : (S50) acquisition, par l’instrument d’observation, d’une image d’une zone de calibration, dite image de calibration, (S51) obtention de données de référence associées à la zone de calibration, (S52) détermination d’une erreur de pointage d’une ligne de visée laser par comparaison de l’image de calibration et des données de référence, (S53) contrôle du pointage de l’engin spatial en corrigeant l’erreur de pointage, pour faire pointer la ligne de visée laser vers un module de réception laser, (S54) émission des données par le module d’émission laser à destination du module de réception laser. Figure 2. Procédé d’émission de données par un engin spatial comportant un module d’émission laser La présente invention appartient au domaine de la transmission de données par des engins spatiaux, tels que des satellites d’observation, et concerne plus particulièrement un procédé d’émission de données par un engin spatial en orbite défilante, lesdites données correspondant à des images acquises par un instrument d’observation de l’engin spatial, ainsi qu’un engin spatial pour la mise en œuvre d’un tel procédé d’émission. Etat de la technique Les missions d’observation terrestre effectuées par un engin spatial consistent à acquérir des images de parties de la surface de la Terre, c’est-à-dire effectuer des prises de vues de celle-ci. De telles acquisitions sont par exemple réalisées en réponse à des requêtes clients, et servent de base à la production d’images composites finales. De manière conventionnelle, un tel engin spatial suit une orbite défilante autour de la Terre afin de réaliser des acquisitions lors de son survol de la surface de la Terre. A cet effet, il comporte un instrument d’observation associé à une résolution spatiale prédéterminée ainsi qu’à une ligne de visée optique. De manière connue, une telle ligne de visée optique forme la partie sortante du chemin optique de l’instrument d’observation, et pointe en direction de la surface de la Terre lors des acquisitions d’images. La méthode d’acquisition généralement mise en œuvre pour l’observation d’une zone terrestre est celle connue sous le nom de « balayage par bandes » (ou « pushbroom » dans la littérature anglo-saxonne). Dans un tel mode « pushbroom », un capteur ligne réalise l’acquisition successive d’une pluralité d’images lignes et l’image de la zone terrestre complète, dite « image composite », est obtenue en combinant lesdites images lignes. Du fait des besoins croissants en termes d’acquisition d’images, de nombreuses images doivent pouvoir être acquises et transférées au sol au cours d’une même période orbitale. Pour permettre de transférer rapidement au sol une grande quantité de données, une possibilité envisagée est d’équiper l’engin spatial d’un module d’émission laser pour transférer ces données via une liaison laser. Toutefois, l’utilisation d’un module d’émission laser pour transférer les données au sol augmente également la complexité de l’engin spatial et de son contrôle. La demande de brevet WO 2018/073507 propose un instrument d’observation fonctionnant en mode « pushbroom », comportant un capteur ligne et un module d’émission laser tous deux situés à un plan focal d’une optique de l’instrument d’observation. De telles dispositions sont avantageuses puisqu’elles permettent de réduire dans une certaine mesure la quantité d’équipements à embarquer dans l’engin spatial, puisque la même optique est utilisée à la fois par le capteur ligne et le module d’émission laser. Toutefois, la solution proposée par la demande de brevet WO 2018/073507 reste complexe, notamment d’un point de vue contrôle de l’engin spatial pour assurer un pointage précis du module d’émission laser lors des transferts de données. La présente invention a pour objectif de remédier à tout ou partie des inconvénients de l’art antérieur, notamment ceux exposés ci-avant, en proposant une solution qui permette d’améliorer le pointage du module d’émission laser en limitant les équipements à embarquer dans l’engin spatial. A cet effet, et selon un premier aspect, il est proposé un procédé d’émission de données par un engin spatial en orbite défilante autour de la Terre, l’engin spatial comportant : un instrument d’observation associé à un champ de vision fixe en repère engin spatial et défini par un capteur matriciel situé à un plan focal d’une optique de l’instrument d’observation, un module d’émission laser associé à une ligne de visée laser fixe en repère engin spatial, ledit module d’émission laser étant situé au plan focal ou à un plan focal secondaire de l’optique ou à un plan focal intermédiaire d’une partie de l’optique. Le procédé d’émission comporte des étapes de : acquisition, par le capteur matriciel, d’une image d’une zone dite de calibration, dite image de calibration, obtention de données de référence associées à la zone de calibration, détermination d’une erreur de pointage de la ligne de visée laser par comparaison de l’image de calibration et des données de référence, contrôle du pointage de l’engin spatial en corrigeant l’erreur de pointage, pour faire pointer la ligne de visée laser vers un module de réception laser, émission de données par le module d’émission laser à destination du module de réception laser, lesdites données comportant une ou plusieurs images acquises par le capteur matriciel. Pour pouvoir contrôler de manière précise le pointage de la ligne de visée laser lors de l’émission de données par le module d’émission laser, il est avantageux de tenir compte d’une erreur de pointage de la ligne de visée laser. Par « erreur de pointage », on entend un biais sur le pointage de la ligne de visée laser qui implique que, si on contrôle le pointage de la ligne de visée laser pour l’orienter vers un point de consigne prédéterminé, par exemple à la surface de la Terre, alors la ligne de visée laser pointe en réalité vers un point différent dudit point de consigne. Une telle erreur de pointage s’explique par exemple par une méconnaissance de : l’orientation réelle de la ligne de visée laser en repère engin spatial : en effet, bien que la ligne de visée laser soit fixe en repère engin spatial, elle peut néanmoins subir des variations au cours de la mission de l’engin spatial du fait notamment de déformations mécaniques (en particulier thermoélastiques) d’une structure dudit engin spatial, qui peuvent modifier la position et l’orientation de l’instrument d’observation par rapport à des capteurs d’attitude (senseur stellaire, gyromètre, etc.) de l’engin spatial, l’attitude réelle de l’engin spatial, par exemple dans le cas d’erreurs dans les mesures des capteurs d’attitude (notamment induites par une dérive des gyromètres), en particulier dans le cas considéré ici où le pointage de la ligne de visée laser, fixe en repère engin spatial, est contrôlé en contrôlant l’attitude dudit engin spatial, etc. L’erreur de pointage est essentiellement une inconnue à deux dimensions, par exemple modélisée par une erreur d’attitude en roulis (par exemple autour d’un axe de roulis colinéaire à un vecteur vitesse de l’engin spatial en repère inertiel) et une erreur d’attitude en tangage (par exemple autour d’un axe de tangage perpendiculaire à un plan d’orbite de l’engin spatial), etc. Pour pouvoir l’estimer, il faut donc pouvoir observer cette erreur de pointage dans un espace à deux dimensions, au moins. Dans la solution proposée, le capteur de l’instrument d’observation est un capteur matriciel, c’est-à-dire un capteur comportant une pluralité de lignes de cellules d’acquisition et une pluralité de colonnes de cellules d’acquisition. Un tel capteur matriciel produit des images 2D de la scène observée, qui peuvent par conséquent être utilisées pour estimer l’erreur de pointage. En outre, le module d’émission laser et le capteur matriciel utilisent (au moins en partie) la même optique de l’instrument d’observation. Le module d’émission laser est par exemple situé dans le plan focal de l’optique comme le capteur matriciel, ou dans un plan focal secondaire obtenu par duplication du plan focal de sorte que le plan focal et le plan focal secondaire se superposent optiquement. Le module d’émission laser peut aussi être situé dans un plan focal intermédiaire correspondant à une partie de l’optique de l’instrument d’observation. Par exemple si l’instrument d’observation a une optique de type Korsch, le plan focal intermédiaire peut correspondre au plan focal du Cassegrain associé. Etant donné que le module d’émission laser et le capteur matriciel utilisent la même optique, l’erreur de pointage est essentiellement la même pour le capteur matriciel et pour le module d’émission laser. Par conséquent, le capteur matriciel, utilisé pour acquérir les images qui sont ensuite émises par le module d’émission laser, est avantageusement également utilisé pour estimer l’erreur de pointage du module d’émission laser. A cet effet, le capteur matriciel réalise l’acquisition d’une image (2D) de calibration d’une zone de calibration pour laquelle des données de référence sont disponibles. Ces données de référence associées à la zone de calibration correspondent à des données déductibles d’une image représentant la zone de calibration, et correspondent aux valeurs attendues pour ces données en l’absence d’erreur de pointage. Par conséquent, en comparant les données de référence à l’image de calibration (c’est-à-dire aux valeurs des données correspondantes telles que déduites de l’image de calibration), il est possible d’observer l’erreur de pointage et de l’estimer. L’erreur de pointage ainsi estimée est ensuite utilisée pour corriger le pointage de la ligne de visée laser. L’orientation de la ligne de visée laser est alors contrôlée en tenant compte de l’erreur de pointage estimée, pour faire pointer la ligne de visée laser vers le point de consigne considéré. Tel qu’indiqué ci-dessus, c’est le même capteur matriciel qui est utilisé à la fois pour acquérir les images émises par le module d’émission laser (c’est-à-dire les images acquises dans le cadre de la mission d’observation de l’engin spatial) et pour acquérir les images de calibration utilisées pour calibrer l’erreur de pointage de la ligne de visée laser dudit module d’émission laser. Il n’est donc pas nécessaire de prévoir des moyens matériels dédiés à la calibration de l’erreur de pointage, tel qu’un autre capteur matriciel dédié à l’acquisition d’images de calibration pour estimer l’erreur de pointage. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le procédé d’émission peut comporter en outre, de manière optionnelle, l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, les données de référence comportent une image théorique de la zone de calibration. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le module de réception laser est intégré dans une station sol et la zone de calibration est une zone terrestre associée audit module de réception laser. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la zone de calibration est une zone de ciel de sorte que l’image de calibration représente des étoiles se trouvant dans le champ de vision du capteur matriciel et les données de référence sont déterminées à partir d’un catalogue d’étoiles. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, le module de réception laser est embarqué dans un autre engin spatial en orbite terrestre. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la zone de calibration comporte une source lumineuse de position prédéterminée et les données de référence comportent une position théorique de la source lumineuse dans l’image de calibration, l’erreur de pointage étant déterminée par comparaison d’une position estimée de la source lumineuse dans l’image de calibration avec la position théorique. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la source lumineuse est colocalisée avec le module de réception laser. Dans des modes particuliers de mise en œuvre, la zone de calibration étant une zone à la surface de la Terre, l’engin spatial ayant une vitesse de défilement au sol V sol et l’instrument d’observation étant associé à une résolution spatiale R s suivant une direction de défilement, l’acquisition de l’image de calibration est réalisée pendant une durée dite d’immobilisation supérieure à R s /V sol pendant laquelle l’attitude de l’engin spatial est contrôlée de sorte qu’une empreinte au sol du champ de vision est maintenue immobile à la surface de la Terre. De telles dispositions permettent d’éviter les effets de filé et d’améliorer le rapport signal sur bruit (« signal to noise ratio » ou SNR) de l’image de calibration. De préférence, la durée d’immobilisation est significativement supérieure à R s /V sol (facteur 100 voire 1000). Dans des modes particuliers de mise en œuvre, les étapes du procédé sont itérées pour l’émission de données vers un même module de réception laser, de sorte à alterner des phases de calibration et des phases d’émission, les phases de calibration réalisant l’estimation de l’erreur de pointage et les phases d’émission réalisant l’émission de données vers le même module de réception. En effet, l’erreur de pointage peut éventuellement varier au cours d’une même émission de données, par exemple du fait d’une déformation thermoélastique de la structure de l’engin spatial qui varie au cours du temps. Dans un tel cas il est avantageux de prévoir plusieurs phases de calibration de l’erreur de pointage au cours d’une émission de données vers un même module de réception laser, en alternant les phases de calibration et des phases d’émission, pour corriger la dérive de l’erreur de pointage. Selon un second aspect, il est proposé un engin spatial destiné à être placé en orbite défilante autour de la Terre, comportant : des moyens de contrôle d’attitude de l’engin spatial, un instrument d’observation associé à un champ de vision fixe en repère engin spatial et défini par un capteur matriciel situé à un plan focal d’une optique de l’instrument d’observation, un module d’émission laser associé à une ligne de visée laser fixe en repère engin spatial, ledit module d’émission laser étant situé au plan focal ou à un plan focal secondaire de l’optique ou à un plan focal intermédiaire d’une partie de l’optique, des moyens configurés pour mettre en œuvre un procédé d’émission de données selon l’un quelconque des modes de mises de la présente invention. Dans des modes particuliers de réalisation, l’engin spatial peut comporter en outre, de manière optionnelle, l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles. Dans des modes particuliers de réalisation : ledit engin spatial étant d’inertie en tangage I t et les moyens de contrôle d’attitude ayant une capacité C t de formation de couple en tangage, le rapport C t / I t est supérieur à 0.01 s -2 , et/ou ledit engin spatial étant d’inertie en roulis I r et les moyens de contrôle d’attitude ayant une capacité C r de formation de couple en roulis, le rapport C r / I r est supérieur à 0.01 s -2 . Dans des modes particuliers de réalisation, la capacité C t est supérieure à 0.8 N·m et/ou la capacité C r est supérieure à 0.8 N·m. Dans des modes particuliers de réalisation, les moyens de contrôle d’attitude comportent au moins une roue à réaction récupératrice d’énergie électrique et/ou au moins un actionneur gyroscopique. Dans des modes particuliers de réalisation, l’instrument d’observation comporte au moins deux miroirs fixes en repère engin spatial, et le module d’émission laser émet un rayonnement laser suivant la ligne de visée laser via aux moins deux miroirs de l’instrument d’observation. Dans des modes particuliers de réalisation, l’instrument d’observation comporte une optique de Korsch. Présentation des figures L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description suivante, donnée à titre d’exemple nullement limitatif, et faite en se référant aux figures qui représentent : : une représentation schématique d’un engin spatial en orbite défilante autour de la Terre, : un diagramme illustrant les principales étapes d’un mode de mise en œuvre d’un procédé d’émission, : une représentation schématique de l’engin spatial au cours d’une émission de données comportant plusieurs phases de calibration et plusieurs phases d’émission, : une représentation schématique d’un satellite pour la mise en œuvre d’un procédé d’émission, : une représentation schématique d’un capteur matriciel mettant en œuvre un filtre de Bayer modifié, : une représentation d’une vue en coupe d’un premier exemple de réalisation d’un instrument d’observation et d’un module d’émission laser, : une représentation d’une vue en coupe d’un second exemple de réalisation de l’instrument d’observation et du module d’émission laser, : une représentation d’une vue en coupe d’un troisième exemple de réalisation de l’instrument d’observation et du module d’émission laser. Dans ces figures, des références identiques d’une figure à une autre désignent des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l’échelle, sauf mention contraire. Procédé (50) d’émission de données par un engin spatial (10) en orbite défilante autour de la Terre (80), l’engin spatial comportant : un instrument d’observation (20) associé à un champ de vision fixe en repère engin spatial et défini par un capteur matriciel (24) situé à un plan focal (PF) d’une optique de l’instrument d’observation, un module d’émission laser (30) associé à une ligne de visée laser (31) fixe en repère engin spatial, ledit module d’émission laser étant situé au plan focal ou à un plan focal secondaire (PS) de l’optique ou à un plan focal intermédiaire d’une partie de l’optique, ledit procédé comportant des étapes de : (S50) acquisition, par le capteur matriciel, d’une image d’une zone de calibration, dite image de calibration, (S51) obtention de données de référence associées à la zone de calibration, (S52) détermination d’une erreur de pointage de la ligne de visée laser par comparaison de l’image de calibration et des données de référence, (S53) contrôle du pointage de l’engin spatial en corrigeant l’erreur de pointage, pour faire pointer la ligne de visée laser vers un module de réception laser, (S54) émission de données par le module d’émission laser à destination du module de réception laser, lesdites données comportant une ou plusieurs images acquises par le capteur matriciel (24). Procédé (50) selon la revendication 1, dans lequel les données de référence comportent une image théorique de la zone de calibration. Procédé (50) selon la revendication 2, dans lequel le module de réception laser est intégré dans une station sol et la zone de calibration est une zone terrestre. Procédé (50) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la zone de calibration est une zone de ciel de sorte que l’image de calibration représente des étoiles se trouvant dans le champ de vision du capteur matriciel et les données de référence sont déterminées à partir d’un catalogue d’étoiles. Procédé (50) selon la revendication 4, dans lequel le module de réception laser est embarqué dans un autre engin spatial en orbite terrestre. Procédé (50) selon la revendication 1, dans lequel la zone de calibration comporte une source lumineuse de position prédéterminée et les données de référence comportent une position théorique de la source lumineuse dans l’image de calibration, l’erreur de pointage étant déterminée par comparaison d’une position estimée de la source lumineuse dans l’image de calibration avec la position théorique. Procédé (50) selon la revendication 6, dans lequel la source lumineuse est colocalisée avec le module de réception laser. Procédé (50) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’engin spatial ayant une vitesse de défilement au sol V sol et l’instrument d’observation étant associé à une résolution spatiale R s suivant une direction de défilement, l’acquisition de l’image de calibration est réalisée pendant une durée dite d’immobilisation supérieure à R s /V sol pendant laquelle l’attitude de l’engin spatial est contrôlée de sorte qu’une empreinte au sol du champ de vision est maintenue immobile à la surface de la Terre. Procédé (50) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les étapes du procédé sont itérées pour l’émission de données vers un même module de réception laser, de sorte à alterner des phases de calibration (PC 1 , PC 2 ) et des phases d’émission (PE 1 , PE 2 ), les phases de calibration réalisant l’estimation de l’erreur de pointage et les phases d’émission réalisant l’émission de données vers le même module de réception laser. Engin spatial (10) destiné à être placé en orbite défilante autour de la Terre (80) suivant une direction défilement, comportant : des moyens de contrôle d’attitude de l’engin spatial, un instrument d’observation (20) associé à un champ de vision fixe en repère engin spatial et défini par un capteur matriciel (24) situé à un plan focal (PF) d’une optique de l’instrument d’observation, un module d’émission laser (30) associé à une ligne de visée laser (31) fixe en repère engin spatial, ledit module d’émission laser étant situé au plan focal ou à un plan focal secondaire (PS) de l’optique ou à un plan focal intermédiaire d’une partie de l’optique, des moyens configurés pour mettre en œuvre un procédé d’émission de données selon l’une quelconque des revendications précédentes. Engin spatial (10) selon la revendication 10, dans lequel : ledit engin spatial (10) étant d’inertie en tangage I t et les moyens de contrôle d’attitude ayant une capacité C t de formation de couple en tangage, le rapport C t / I t est supérieur à 0.01 s -2 , et/ou ledit engin spatial (10) étant d’inertie en roulis I r et les moyens de contrôle d’attitude ayant une capacité C r de formation de couple en roulis, le rapport C r / I r est supérieur à 0.01 s -2 . Engin spatial (10) selon la revendication 11, dans lequel la capacité C t est supérieure à 0.8 N·m et/ou la capacité C r est supérieure à 0.8 N·m. Engin spatial (10) selon l’une quelconque des revendications 10 à 12, dans lequel les moyens de contrôle d’attitude comportent au moins une roue à réaction récupératrice d’énergie électrique et/ou au moins un actionneur gyroscopique. Engin spatial (10) selon l’une quelconque des revendications 10 à 13, dans lequel l’instrument d’observation comporte au moins deux miroirs (M1, M2, M3, M4) fixes en repère engin spatial, et le module d’émission laser émet un rayonnement laser suivant la ligne de visée laser via aux moins deux miroirs de l’instrument d’observation. Engin spatial (10) selon la revendication 14, dans lequel l’instrument d’observation comporte une optique de Korsch.