FR 3131281 A1 20230630 FR 2114320 A 20211223 Il est proposé un dispositif d’équilibrage du centre d’inertie O d’un satellite de télécommunications placé en orbite géostationnaire dans un repère orbital local (X,Y, Z) de centre O avec X l’axe parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite. Le satellite comprend un corps ayant deux faces (1222, 1224) parallèles orthogonales à X, et un instrument de charge utile fixé sur la face 1222 et comportant une masse et une longueur données. Le centre d’inertie est déplacé par une perturbation agissant sur le satellite. Le dispositif d’équilibrage comprend : un dispositif de déploiement fixé sur la face 1224, le dispositif de déploiement ayant une longueur supérieure à la longueur de l’instrument, un élément d’équilibrage fixé à l’extrémité du dispositif de déploiement, l’élément d’équilibrage ayant une masse inférieure à la masse de l’instrument, le dispositif de déploiement étant configuré pour déplacer l’élément d’équilibrage selon X. Figure pour l’abrégé : Fig. 4 Système d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications L’invention concerne de manière générale les satellites de télécommunications et en particulier un système d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications circulant sur une orbite géostationnaire. Un satellite de télécommunications comprend classiquement une plateforme et une charge utile. La charge utile d’un satellite de télécommunications comprend différents instruments tels que des antennes d’émission, des antennes réception, ainsi que des systèmes électroniques permettant la réception, le traitement et la transmission du signal utile et des données associées. La plateforme regroupe tous les systèmes dédiés au fonctionnement du satellite, excluant les systèmes et les fonctionnalités liées au signal utile. La plateforme comprend un corps, un dispositif de propulsion de type chimique et/ou électrique, un système de contrôle d’attitude et d’orbite, et un système de production et de gestion de l'énergie électrique. L’ensemble du satellite de télécommunications est configuré pour positionner le centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre, sensiblement au milieu du corps. La durée de vie et la réussite d'une mission d’un satellite sont fortement liées aux contraintes d'ordre énergétique, notamment l'épuisement du carburant des propulseurs (ergols liquide) et la fiabilité liée à l’alimentation électrique. Le système de production et de gestion de l'énergie électrique maintient les systèmes de la plateforme et de la charge utile en état de fonctionnement, alors que le dispositif de propulsion place le satellite en orbite géostationnaire, le maintien sur une trajectoire nominale et oriente ses instruments. Le satellite circulant sur l’orbite géostationnaire est relié à un repère orbital local constitué de trois axes conventionnels X, Y et Z, centré sur le centre d’inertie O du satellite, dans sa position d’équilibre. Le repère =(X, Y, Z) est un repère orthogonal direct centré sur le centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre, et en translation circulaire dans le référentiel géocentrique de la Terre. L’axe X correspond à l’axe parallèle au vecteur vitesse de déplacement du satellite sur l’orbite géostationnaire dans le référentiel géocentrique. L’axe Z est dirigé vers la Terre et correspond à l’axe passant par le centre d’inertie du satellite et le centre de gravité de la Terre. Par ailleurs, l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite, c’est-à-dire à l’axe X et l’axe Z. Le système de contrôle d’attitude et d’orbite du satellite est utilisé pour remédier aux effets des perturbations qui agissent sur le satellite et peuvent avoir des conséquences significatives sur le bon fonctionnement du satellite. De telles perturbations peuvent avoir des origines externes, c'est-à-dire qu’elles sont causées par des phénomènes extérieurs au satellite tels que des perturbations aérodynamiques, magnétiques, radiatives ou encore gravitationnelles. D’autre part, ces perturbations peuvent avoir des origines internes lorsqu’elles sont liées à des mécanismes ou des déplacements propres au satellite, tels que des mouvements de pièces mécaniques ou une diminution des ergols pour les propulseurs. Par exemple une perturbation agissant sur le satellite peut engendrer un déplacement du centre d’inertie du satellite, noté alors O’ par rapport au centre O du repère orbital local =(X, Y, Z), centre d’inertie du satellite dans sa position d’équilibre. Le contrôle d’attitude comprend tous les processus liés à la maîtrise de l'orientation du satellite dans le repère orbital local =(X, Y, Z). Le contrôle d’orbite du satellite comprend tous les processus associés à la mise en place du satellite et au maintien de sa trajectoire sur son orbite géostationnaire. De manière conventionnelle, chacun des paramètres orbitaux de l’orbite géostationnaire peuvent être contrôlés en effectuant une ou plusieurs manœuvres orbitales au moyen du dispositif de propulsion afin d’ajuster le déplacement du satellite sur son orbite géostationnaire en fonction des perturbations. Un tel contrôle prend notamment en compte la longitude l’orbite du satellite. Afin de contrôler l’orbite du satellite, le centre d’inertie déplacé O’ du satellite de coordonnées (X O’ , Y O’ , Z O’ ) dans le repère orbital local de centre O (X O , Y O , Z O ), doit se trouver inclus dans un volume de contrôle défini par des paramètres (X max , Y max , Z max ). Typiquement, après le positionnement du satellite sur son orbite géostationnaire après son lancement, les instruments de la charge utile sont déployés. Le déploiement des instruments produit une perturbation interne entraînant la mise en action d’un plan de manœuvre impliquant le dispositif de propulsion, afin de maintenir l’orbite du satellite. Cependant, le déploiement d’un instrument de la charge utile, tel qu’une antenne de télécommunications comprenant un réflecteur de grand diamètre, selon une direction d’axe donné, par exemple l’axe X, engendre une importante dissymétrie du satellite sur cet axe par rapport au centre d’inertie O. La dissymétrie du satellite sur l’axe donné (axe X par exemple) par rapport au centre O du repère orbital local provoque un déplacement du centre d’inertie O’ du satellite en dehors du volume de contrôle requis, tel que |X O - X O’ | est supérieure à |X max | ou |X O - X O’ | = |X O’ | > |X max |. Le contrôle d’orbite du satellite est de plus principalement défini par le contrôle de la longitude du satellite en orbite géostationnaire dans ce cas. En dehors du volume de contrôle requis, le contrôle d’orbite du satellite au moyen du dispositif de propulsion et en ajustant la composante de direction de poussée tangentielle à l’orbite, est alors impossible. Les solutions connues pour ajuster le centre d’inertie déplacé O’ hors du volume de contrôle requis pour adresser la compensation de dissymétrie reposent sur des modifications techniques majeures du dispositif de propulsion des satellites de télécommunications. Par exemple, il est connu d’ajouter des propulseurs au dispositif de propulsion à moteurs fixes. Cependant, une telle solution augmente significativement la quantité d’ergols à ajouter au satellite. En outre, ces solutions peuvent être associées à des réaménagements de la charge utile via une rotation des axes satellites, de 90° par exemple, et/ou de la propulsion afin de symétriser le satellite après déploiement. Le document FR1455630 A1 propose par exemple une modification très importante du dispositif de propulsion en moteurs orientables permettant la translation et/ou la rotation de la propulsion via des bras multiaxes dans le repère orbital local . De telles solutions reposant sur des modifications du dispositif de propulsion entrainent toutes un coût élevé lié aux modifications du dispositif de propulsion ou du satellite, ainsi qu’une diminution de la durée de vie théorique du satellite. En effet, le dispositif de propulsion ne peut fonctionner correctement pour contrôler l’orbite du satellite que si le centre d’inertie du satellite se trouve dans le volume de contrôle requis, contraint par l’aménagement des propulseurs sur le satellite. Il existe ainsi un besoin pour un système capable d’améliorer le contrôle d’orbite d’un satellite de télécommunications. La présente invention vient améliorer la situation en proposant un dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications placé en orbite géostationnaire dans un repère orbital local ayant pour centre O le centre de d’inertie du satellite de télécommunications dans sa position d’équilibre, et comportant trois axes X, Y et Z, l’axe X étant parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite sur l’orbite géostationnaire, l’axe Z étant dirigé vers la Terre et l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite (X, Z), le satellite de télécommunications comprenant au moins un corps ayant une forme comportant au moins deux faces parallèles sensiblement orthogonales à l’axe X, et un instrument de charge utile fixé au satellite de télécommunications sur une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X, dite face de fixation de l’instrument, l’instrument de charge utile comportant une masse donnée et une longueur donnée , le centre d’inertie du satellite de télécommunication étant déplacé en un point O’ par une perturbation agissant sur le satellite de télécommunications. Le dispositif d’équilibrage comprend en outre : - un dispositif de déploiement fixé au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à la face de fixation de l’instrument, le dispositif de déploiement ayant une longueur donnée supérieure à la longueur de l’instrument , - un élément d’équilibrage fixé à l’extrémité du dispositif de déploiement, l’élément d’équilibrage ayant une masse donnée inférieure à la masse de l’instrument . Le dispositif de déploiement est configuré pour déplacer l’élément d’équilibrage selon au moins une direction parallèle à l’axe X. Dans un mode de réalisation, l’élément d’équilibrage peut comprendre un matériau métallique. L’élément d’équilibrage peut avoir une forme compacte. En particulier, la forme compacte de l’élément d’équilibrage peut être un pavé droit. Alternativement, la forme compacte de l’élément d’équilibrage peut être un cylindre. La masse de l’élément d’équilibrage peut être égale à la masse de l’instrument divisée par deux, la longueur du dispositif de déploiement étant égale à la longueur de l’instrument multipliée par deux. Dans certains modes de réalisation, l’élément d’équilibrage peut comprendre au moins un autre instrument de charge utile. Le dispositif de déploiement peut comprendre un bras télescopique. Dans un mode de réalisation particulier, le bras télescopique peut comprendre au moins deux sections connectées par une liaison glissière ayant un degré de liberté, le dispositif de déploiement déplaçant l’élément d’équilibrage en effectuant une translation dans une direction parallèle à l’axe X. Alternativement, le dispositif de déploiement peut comprendre un mécanisme multiaxes et multi-bras. Dans un mode de réalisation particulier, le mécanisme multiaxes et multi-bras peut comprendre au moins deux sections connectées entre elles et au corps par des liaisons pivot ayant chacune un degré de liberté en rotation, le dispositif de déploiement déplaçant l’élément d’équilibrage dans au moins le plan de coupe (X, Y). Le satellite de télécommunications peut comprendre un dispositif de propulsion à propulsion plasmique. Dans certains modes de réalisation, le satellite de télécommunications peut comprendre un système de production d’énergie solaire et une unité de contrôle du dispositif d’équilibrage, le dispositif d’équilibrage étant actionné par commande de l’unité de contrôle en utilisant l’énergie fournie par le système de production d’énergie solaire. L’invention fournit également un procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications comprenant les étapes consistant à : - effectuer le lancement du satellite et positionner le satellite en orbite géostationnaire ; - déployer l’instrument de charge utile fixée au satellite de télécommunications par une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X ; - déployer le dispositif d’équilibrage fixée au satellite de télécommunications par la face du corps sensiblement orthogonale à l’axe X opposée à la face de fixation de l’instrument. Le procédé comprend en outre au moins une itération des étapes suivantes, en réponse à une perturbation ou à une opération de maintenance du satellite de communication : - appliquer des manœuvres de calibration du satellite de télécommunications et calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O ; - appliquer un traitement de définition d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie déplacé O’ ; - actionner les manœuvres du dispositif d’équilibrage de correction du centre d’inertie. Dans un mode de réalisation, le plan de manœuvre peut être déterminé par une station terrestre et transmis au satellite de télécommunications. En particulier, le plan de manœuvre peut être mis en œuvre par le satellite de télécommunication comprenant une unité de traitement et de contrôle autonome. Le procédé et le dispositif d’équilibrage du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications selon les modes de réalisation de l’invention permettent de remédier à tout ou partie des limitations des solutions de l’état de la technique, notamment celles exposées ci-avant, en proposant une solution qui permette de compenser de dissymétrie du satellite suite au déploiement d’un instrument de la charge utile, notamment en évitant les modifications du dispositif de propulsion et en augmentant la durée de vie théorique du satellite. Description des figures D’autres caractéristiques, détails et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description faite en référence aux dessins annexés donnés à titre d’exemple. La illustre un satellite de télécommunications circulant sur une orbite géostationnaire autour de la Terre. La est un schéma représentant le satellite de télécommunications et ses composants illustrés en . La est un schéma simplifié représentant un système d’équilibrage dans le satellite de télécommunications, selon des modes de réalisation de l’invention. La illustre deux plans de coupe sur les plans (X, Y) et (X, Z) du satellite de télécommunications avec une antenne de réception et un dispositif d’équilibrage déployés. La illustre le corps et le dispositif d’équilibrage d’un satellite de télécommunications, selon un mode de réalisation d’un dispositif de déploiement « télescopique ». La illustre le corps et le dispositif d’équilibrage d’un satellite de télécommunications, selon un mode de réalisation d’un dispositif de déploiement « multiaxes et multi-bras ». La est un schéma représentant les étapes d’un procédé d’actionnement du système d’équilibrage pour le contrôle de position du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications. Des références identiques sont utilisées dans les figures pour désigner des éléments identiques ou analogues. Pour des raisons de clarté, les éléments représentés ne sont pas à l’échelle. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite de télécommunications (10) placé en orbite géostationnaire (20) dans un repère orbital local ayant pour centre O le centre de d’inertie du satellite (10) dans sa position d’équilibre, ledit repère comportant trois axes X, Y et Z, l’axe X étant parallèle à un vecteur vitesse de déplacement du satellite (10) sur l’orbite géostationnaire (20), l’axe Z étant dirigé vers la Terre (30) et l’axe Y est orthogonal au plan d’orbite (X, Z), ledit satellite (10) comprenant au moins un corps (122) ayant une forme comportant au moins deux faces parallèles (1222, 1224) sensiblement orthogonales à l’axe X, et un instrument de charge utile (142) fixé au satellite (10) sur une des deux faces du corps sensiblement orthogonales à l’axe X, dite face de fixation de l’instrument (1222), ledit instrument de charge utile (142) comportant une masse donnée et une longueur donnée , le centre d’inertie du satellite (10) étant déplacé en un point O’ par une perturbation agissant sur le satellite (10), caractérisé en ce que le dispositif d’équilibrage (128) comprend : un dispositif de déploiement (1282) fixé au satellite (10) par la face (1224) du corps sensiblement orthogonale à l’axe X et opposée à ladite face de fixation de l’instrument (1222), ledit dispositif de déploiement (1282) ayant une longueur donnée supérieure à la longueur de l’instrument , un élément d’équilibrage (1284) fixé à l’extrémité dudit dispositif de déploiement (1282), ledit élément d’équilibrage (1284) ayant une masse donnée inférieure à la masse de l’instrument , ledit dispositif de déploiement (1282) étant configuré pour déplacer ledit élément d’équilibrage (1284) selon au moins une direction parallèle à l’axe X. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 1, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) comprend un matériau métallique. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) a une forme compacte. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 3, dans lequel la forme compacte de l’élément d’équilibrage (1284) est un pavé droit. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 3, dans lequel la forme compacte de l’élément d’équilibrage (1284) est un cylindre. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la masse de l’élément d’équilibrage est égale à la masse de l’instrument divisée par deux, la longueur du dispositif de déploiement étant égale à la longueur de l’instrument multipliée par deux. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel l’élément d’équilibrage (1284) comprend au moins un autre instrument de charge utile. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le dispositif de déploiement (1282) comprend un bras télescopique. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 8, dans lequel le bras télescopique comprend au moins deux sections (1282-1, 1282-2) connectées par une liaison glissière (1282-3) ayant un degré de liberté, ledit dispositif de déploiement (1282) déplaçant l’élément d’équilibrage (1284) en effectuant une translation dans une direction parallèle à l’axe X. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le dispositif de déploiement (1282) comprend un mécanisme multiaxes et multi-bras. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon la revendication 10, dans lequel le mécanisme multiaxes et multi-bras comprend au moins deux sections (1282-4, 1282-5) connectées entre elles et au corps (122) par des liaisons pivot (1282-7, 1282-8) ayant chacune un degré de liberté en rotation, ledit dispositif de déploiement (1282) déplaçant l’élément d’équilibrage (1284) au moins dans le plan (X, Y). Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le satellite (10) comprend un dispositif de propulsion (126) à propulsion plasmique. Dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie, selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le satellite (10) comprenant un système de production d’énergie solaire (124) et une unité de contrôle (1286) du dispositif d’équilibrage (128), ledit dispositif d’équilibrage (128) étant actionné par commande de l’unité de contrôle (1286) en utilisant l’énergie fournie par le système de production d’énergie solaire (124). Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10) selon l’une des revendications 1 à 13, le procédé comprenant les étapes consistant à : (720) effectuer le lancement du satellite (10) et positionner le satellite (10) en orbite géostationnaire (20) ; (740) déployer l’instrument de charge utile (142) fixée au satellite (10) par une des deux faces du corps (1222) sensiblement orthogonales à l’axe X ; (760) déployer le dispositif d’équilibrage (128) fixée au satellite (10) par la face du corps (1224) sensiblement orthogonale à l’axe X opposée à ladite face de fixation de l’instrument (1222) ; le procédé comprenant en outre au moins une itération des étapes suivantes, en réponse à une perturbation ou à une opération de maintenance du satellite (10) : (782) appliquer des manœuvres de calibration du satellite (10) et calculer le déplacement du centre d’inertie O’ par rapport à sa position d’équilibre O ; (784) appliquer un traitement de définition d’un plan de manœuvre du dispositif d’équilibrage (128) de correction du centre d’inertie déplacé O’ ; (786) actionner les manœuvres du dispositif d’équilibrage (128) de correction du centre d’inertie. Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10), selon la revendication 14, dans lequel le plan de manœuvre est déterminé par une station terrestre et transmis au satellite (10). Procédé d’actionnement du dispositif d’équilibrage (128) du centre d’inertie d’un satellite (10), selon la revendication 14, dans lequel le plan de manœuvre est mis en œuvre par le satellite (10) comprenant une unité de traitement et de contrôle autonome.