FR 3162284 A1 20251121 FR 2404930 A 20240514 Un système de surveillance (1) d’un objet spatial (5) en orbite comprenant un système radar (2) au sol (7) comprenant une antenne (6) avec une direction de pointage commandable pour déplacer une fenêtre d’observation spatiale (11) dans un champ de vision (12), la direction de pointage ayant une valeur prédéterminée (Zref) associée à l’objet spatial (5), le système de surveillance (1) comprenant des capteurs optiques (3) au sol (7) et un organe de commande (4) configuré pour déterminer une première restitution d’orbite (O1) à partir de premières positions (P1) de l’objet spatial (5) mesurées par les capteurs optiques (3), et, si la première restitution d’orbite (O1) traverse le champ de vision (12) du système radar (2) hors de la fenêtre d’observation spatiale (11) associée à la valeur prédéterminée (Zref) de la direction de pointage, pour déterminer une commande de la direction de pointage de l’antenne (6). Figure de l’abrégé : Figure 1 Système et procédé de surveillance d’objets spatiaux en orbite La présente invention concerne le domaine de la surveillance des objets spatiaux en orbite, et notamment les objets spatiaux actifs susceptibles de manœuvrer dans l’espace, tels que les satellites. Il est connu d’utiliser des systèmes radars basés au sol pour surveiller des objets spatiaux en orbite, typiquement des satellites en orbite basse situés entre 200 km et 2000 km au-dessus du sol. Un tel système radar comprend classiquement un ensemble d’émetteurs d’ondes radio incidentes à des fréquences élevées supérieures à 100MHz et un ensemble de récepteurs d’ondes radio réfléchies par l’objet spatial. La position de l’objet spatial à différents instants est déterminée à partir notamment du temps de réception des ondes radio réfléchies ainsi que de l’angle formé entre la direction des ondes radio incidentes et réfléchies. Il est ainsi possible d’estimer la trajectoire de l’objet spatial, connue de l’homme du métier sous le terme de « restitution d’orbite », afin de pouvoir appréhender un éventuel risque de collision avec d’autres objets spatiaux. Il est notamment connu d’équiper de tels systèmes radars avec des antennes directives et commandables. De telles antennes sont adaptées pour émettre un faisceau d’ondes radio, ou « lobe principal », de largeur étroite définissant une fenêtre d’observation spatiale. La direction de pointage de telles antennes peut être modifiée, notamment par balayage mécanique ou électronique, pour déplacer la fenêtre d’observation spatiale dans un large champ de vision. Ceci confère aux systèmes radars une vision à la fois précise et globale, qui leur permet d’être utilisés tant pour la veille, à savoir la détection des objets spatiaux, que le suivi. De tels systèmes radars sont en outre opérables en toutes conditions météorologiques contrairement aux capteurs optiques, notamment les télescopes, qui nécessitent d’être dans l’obscurité pour les mesures et que les objets spatiaux soient éclairés pour être visibles. En pratique, la croissance exceptionnelle du nombre d’objets spatiaux augmente le nombre d’objets à surveiller et les risques de collision, tendant à saturer les ressources des systèmes radars. Pour y remédier, une solution consisterait à disposer un plus grand nombre de radars au sol pour augmenter les ressources disponibles. Une telle solution est toutefois trop coûteuse pour être envisageable. Une autre solution consisterait à augmenter la fenêtre d’observation des systèmes radars. Ceci engendrerait toutefois une perte indésirable de précision qui nécessiterait de croiser les mesures de plusieurs systèmes radars pour la compenser. Une telle solution s’avère donc également tout aussi coûteuse. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un système de surveillance d’au moins un objet spatial en orbite comprenant : Au moins un système radar au sol comprenant au moins une antenne configurée pour émettre un faisceau d’ondes définissant une fenêtre d’observation spatiale, l’antenne comprenant une direction de pointage commandable pour déplacer la fenêtre d’observation spatiale dans un champ de vision prédéterminé, la direction de pointage ayant une valeur prédéterminée associée à l’objet spatial, Une pluralité de capteurs optiques au sol couvrant chacun une zone spatiale s’étendant hors du champ de vision du système radar, Au moins un organe de commande relié au système radar et à la pluralité de capteurs optiques, l’organe de commande étant configuré pour : Déterminer une pluralité de premières positions de l’objet spatial dans au moins l’une des zones spatiales à partir d’au moins l’un de la pluralité de capteurs optiques, Déterminer une première restitution d’orbite de l’objet spatial à partir des premières positions, Si la première restitution d’orbite traverse le champ de vision du système radar hors de la fenêtre d’observation spatiale associée à la valeur prédéterminée de la direction de pointage, déterminer une commande de la direction de pointage de l’antenne du système radar à partir de la première restitution d’orbite, pour déterminer au moins une deuxième position de l’objet spatial dans la fenêtre d’observation spatiale à partir du système radar. Le système de surveillance selon l’invention associe les capteurs optiques aux systèmes radars de telle sorte à exploiter en synergie la vision globale et peu coûteuse des capteurs optiques et la vision précise et fiable des systèmes radars. Les capteurs optiques permettent avantageusement de suivre de manière globale le trafic spatial dans la zone spatiale étendue, en particulier l’ensemble des objets spatiaux actifs susceptibles de manœuvrer, tels que les satellites. Ceci permet d’obtenir une première restitution d’orbite grossière de chacun des objets spatiaux à moindre coût, suffisante pour repérer parmi eux des objets spatiaux d’intérêt ne suivant pas un mouvement képlérien, typiquement un satellite opérant une manœuvre. Il est ainsi possible d’alléger la charge du système radar pour la concentrer sur le suivi précis et fiable des objets spatiaux d’intérêt, ne représentant qu’environ 60% des objets spatiaux actifs. L’invention peut notamment être utilisée pour alerter d’autres capteurs. Selon un aspect de l’invention, l’objet spatial est adapté pour manœuvrer et est situé à une altitude au-dessus du sol supérieure à 200 km, et de préférence inférieure à 2000 km. Le système de surveillance selon l’invention est particulièrement adapté pour l’observation des objets spatiaux actifs dans l’orbite basse de la Terre, typiquement les satellites. Selon un aspect de l’invention, le champ de vision du système radar comporte une longueur et une largeur au moins cinq fois inférieure à la longueur, de préférence au moins dix fois inférieures à la longueur. De préférence, le champ de vision est rectangulaire, en secteur d’anneau ou conique. Grâce aux mesures des capteurs optiques, l’organe de commande peut positionner correctement l’antenne du système radar pour assurer un suivi efficace d’un objet d’intérêt, sans nécessiter de veille, plus coûteuse en temps et en ressources. C’est particulièrement avantageux pour les systèmes radars comprenant un champ de vision étroit où l’objet spatial n’apparaît que pendant un temps court. Selon un aspect de l’invention, le faisceau d’ondes émis par l’antenne du système radar a une largeur inférieure à 5°, de préférence inférieure à 2°, garantissant une grande précision de mesure. Selon un aspect de l’invention, la pluralité de capteurs optiques se présentent sous la forme de caméras, de préférence adaptées pour opérer dans le domaine visible ou infrarouge permettant une surveillance globale à faible coût du trafic spatial. Selon un aspect de l’invention, le système de surveillance comprend au moins un capteur optique auxiliaire au sol couvrant une zone spatiale auxiliaire s’étendant au moins partiellement dans le champ de vision du système radar, l’organe de commande étant configuré pour : Déterminer au moins une première position auxiliaire de l’objet spatial dans la zone spatiale auxiliaire à partir du capteur optique auxiliaire, Déterminer la première restitution d’orbite de l’objet spatial à partir de la première position auxiliaire. De manière avantageuse, la zone couverte par les capteurs optiques est située en dehors du champ de vision du système radar de manière à détecter l’objet spatial avant qu’il n’entre dans le champ de vision du système radar. Ceci permet de prévoir où l’objet spatial apparaîtra dans le champ de vision du système radar. Les capteurs optiques auxiliaires permettent, en complément des capteurs optiques, de surveiller à moindre coût l’objet spatial lorsqu’il est dans le champ de vision du système radar. C’est notamment utile en cas de détection tardive ou lorsque les ressources du système radar sont limitées. L’invention concerne également un procédé de surveillance d’au moins un objet spatial en orbite au moyen du système de surveillance tel que décrit précédemment, le procédé de surveillance consistant à : Déterminer la pluralité de premières positions de l’objet spatial dans au moins l’une des zones spatiales à partir d’au moins l’un de la pluralité de capteurs optiques, Déterminer la première restitution d’orbite de l’objet spatial à partir des premières positions, Si la première restitution d’orbite traverse le champ de vision du système radar hors de la fenêtre d’observation spatiale associée à la valeur prédéterminée de la direction de pointage, déterminer la commande de la direction de pointage de l’antenne du système radar à partir de la première restitution d’orbite, pour déterminer la deuxième position de l’objet spatial dans la fenêtre d’observation spatiale à partir du système radar. Selon un aspect de l’invention, le procédé de surveillance consiste également à déterminer une deuxième restitution d’orbite de l’objet spatial à partir des premières positions et de la deuxième position. Grâce à la précision des mesures du système radar, la deuxième restitution d’orbite est avantageusement plus précise que la première restitution d’orbite. Ceci permet un suivi optimal des objets spatiaux d’intérêt, et permet notamment de prévoir un éventuel risque de collision avec fiabilité. Selon un aspect de l’invention, le procédé de surveillance consiste également, si la première restitution d’orbite traverse la fenêtre d’observation spatiale associée à la valeur prédéterminée de la direction de pointage, à observer l’objet spatial uniquement avec la pluralité de capteurs optiques. Ceci permet d’économiser les ressources du système radar en les consacrant uniquement à l’observation des objets d’intérêt. Selon un aspect de l’invention, l’étape de détermination de la deuxième position de l’objet spatial dans la fenêtre d’observation spatiale à partir du système radar est également mise en œuvre si la première restitution d’orbite traverse la fenêtre d’observation spatiale associée à la valeur prédéterminée de la direction de pointage. Les capteurs optiques permettent avantageusement de confirmer que la direction de pointage de l’antenne est correcte pour suivre l’objet spatial, sans opérer de veille. Le mode suivi du système radar est avantageusement moins coûteux en temps et en ressources que le mode veille. L’invention concerne également un produit de type programme d’ordinateur, comprenant au moins une séquence d’instructions stockée et lisible par un processeur et qui, une fois lue par ce processeur, provoque la réalisation des étapes du procédé de surveillance tel que présenté précédemment. L’invention concerne en outre un support lisible par un ordinateur comportant le produit de type programme d’ordinateur tel que présenté précédemment. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La FIG. 1 est une représentation schématique du système de surveillance selon une première forme de réalisation de l’invention. La FIG. 2 est une représentation schématique des capteurs optiques du système de surveillance de la FIG. 1 . La FIG. 3 est une représentation schématique du système de surveillance de la FIG. 1 dans le cas d’un objet spatial en cours de manœuvre. La FIG. 4 est une représentation schématique du système de surveillance de la FIG. 1 dans le cas d’un objet spatial suivant un mouvement képlérien. La FIG. 5 est une représentation schématique du procédé de surveillance selon un premier mode de réalisation de l’invention. La FIG. 6 est une représentation schématique du système de surveillance selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La FIG. 7 est une représentation schématique du procédé de surveillance selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION L’invention concerne un système et un procédé de surveillance des objets spatiaux, notamment situés en orbite basse entre 200 km et 2000 km au-dessus du sol. L’invention s’applique en particulier aux objets spatiaux actifs, à savoir adaptés pour manœuvrer dans l’espace, tels que des satellites. Selon l’invention et en référence aux figures 1 et 2, le système de surveillance 1 comprend un ou plusieurs systèmes radars 2 basés au sol 7 ainsi qu’un ensemble de capteurs optiques 3 également basés au sol 7, qui sont reliés par un organe de commande 4. Chaque système radar 2 comprend une ou plusieurs antennes 6 configurées pour émettre un faisceau d’ondes 10 définissant une fenêtre d’observation spatiale 11 et comprenant une direction de pointage commandable pour déplacer la fenêtre d’observation spatiale 11 dans un champ de vision 12 prédéterminé. Chaque capteur optique 3 couvre une zone spatiale 13 s’étendant hors du champ de vision 12 du système radar 2. En référence à la FIG. 1 , pour chaque objet spatial 5, la direction de pointage de ou des antennes 6 du système radar 2 comporte une valeur prédéterminée Zref de sorte à observer l’objet spatial 5 lors de son prochain passage dans le champ de vision 12. La valeur prédéterminée Zref est typiquement obtenue à partir de mesures prédéterminées et/ou de données théoriques de l’objet spatial 5 en supposant que l’objet spatial 5 suit une trajectoire képlérienne. La valeur prédéterminée Zref s’exprime typiquement sous la forme d’un angle dans le repère du système radar 2. Toujours selon l’invention et en référence à la FIG. 1 , l’organe de commande 4 est configuré pour : Déterminer des premières positions P1 de l’objet spatial 5 dans au moins l’une des zones spatiales 13 à partir d’au moins l’un des capteurs optiques 3, Déterminer une première restitution d’orbite O1 de l’objet spatial 5 à partir des premières positions P1, Si la première restitution d’orbite O1 traverse le champ de vision 12 du système radar 2 hors de la fenêtre d’observation spatiale 11 associée à la valeur prédéterminée Zref de la direction de pointage (voir FIG. 3 ), déterminer une commande C de la direction de pointage Z de l’antenne 6 du système radar 2 à partir de la première restitution d’orbite O1, pour déterminer ou plusieurs deuxièmes positions P2 de l’objet spatial 5 dans la fenêtre d’observation spatiale 11 à partir du système radar 2. Le système de surveillance 1 selon l’invention associe les capteurs optiques 3 aux systèmes radars 2 de telle sorte à exploiter en synergie la vision globale et peu coûteuse des capteurs optiques 3 et la vision précise et fiable des systèmes radars 2. Les capteurs optiques 3 couvrent un ensemble de zones spatiales 13 dans lesquelles ils assurent ensemble une veille du trafic spatial en détectant la position grossière d’un grand nombre d’objets spatiaux 5. Ceci permet d’obtenir une première restitution d’orbite O1 grossière des objets spatiaux 5 à moindre coût, suffisante pour vérifier si les objets spatiaux 5 suivent la trajectoire attendue, typiquement une orbite képlérienne. Pour les objets spatiaux 5 ayant une orbite non képlérienne, typiquement lors ou après une manœuvre d’un satellite, les capteurs optiques 3 permettent avantageusement d’aider à positionner le système radar 2 sans qu’il n’ait à effectuer une veille coûteuse en temps et en ressources. Le système radar 2 peut ainsi se concentrer sur le suivi des objets spatiaux 5, de manière à déterminer de manière précise et fiable leur trajectoire. Comme ce sera vu par la suite, selon un premier mode permettant d’économiser au maximum les ressources du système radar 2, le système radar 2 observe uniquement les objets spatiaux 5 d’orbite non képlérienne, les capteurs optiques 3 permettent quant à eux d’assurer un suivi grossier des objets spatiaux 5 d’orbite képlérienne ne nécessitant pas une attention particulière. Selon un deuxième mode, le système radar 2 privilégie le suivi des objets spatiaux 5 d’orbite non képlérienne mais réalise également un suivi des objets spatiaux 5 d’orbite képlérienne pour une surveillance globale et précise du trafic spatial. Comme illustré sur les figures 1 et 2, les capteurs optiques 3 sont basés au sol 7 et répartis seuls et/ou par groupes sur différents sites terrestres. Le nombre de sites terrestres est de préférence supérieur à 3, avec plusieurs capteurs optiques 3 par site terrestre. Les capteurs optiques 3 se présentent de préférence sous la forme de caméras comprenant un objectif opérant typiquement dans le domaine visible ou infrarouge. Les capteurs optiques 3 sont de préférence fixes. De tels capteurs optiques 3 sont peu coûteux et faciles à installer. Comme illustré sur les figures 1 et 2, la zone spatiale 13 observée par chaque capteur optique 3 est fonction de la position terrestre, de l’angle de vision b et de l’orientation du capteur optique 3. Les zones spatiales 13 des capteurs optiques 3 peuvent être entièrement distinctes les unes des autres ou se chevaucher, comme illustré sur la FIG. 1 , voire coïncider. Toujours en référence aux figures 1 et 2, chaque capteur optique 3 est adapté pour acquérir une ou plusieurs photos R à différents instants t1, t2 de la zone spatiale 13 correspondante. En pratique et comme illustré sur la FIG. 2 , les capteurs optiques 3 ne sont opérationnels que durant la nuit Y, à savoir lorsque le site terrestre sur lequel ils sont positionnés n’est pas éclairé par le Soleil. Les capteurs optiques 3 situés sur des sites terrestres éclairés, à savoir durant le jour X, ne sont donc en général pas exploitables. De plus, les objets spatiaux 5 ne sont visibles par les capteurs optiques 3 que lorsqu’ils sont éclairés, typiquement par le Soleil. Ainsi, à un instant t1, t2 donné, seule une partie des capteurs optiques 3 est opérationnelle. Selon un aspect préféré, les capteurs optiques 3 sont répartis sur la Terre pour offrir une vision globale à chaque instant. Comme illustré sur la FIG. 1 , les zones spatiales 13 couvertes par les capteurs optiques 3 s’étendent en dehors du champ de vision 12 du système radar 2. Les capteurs optiques 3 permettent ainsi de détecter un objet spatial 5 et d’aider si besoin au repositionnement de l’antenne 6 du système radar 2, ce avant que l’objet spatial 5 n’entre dans le champ de vision 12 du système radar 2. Les zones spatiales 13 sont en outre complémentaires du champ de vision 12, ce qui offre avantageusement une couverture plus grande de l’atmosphère terrestre, pour une surveillance globale. Ne pas prévoir des capteurs optiques 3 pour observer le champ de vision 12 du système radar 2 est par ailleurs économique. Selon un autre aspect de l’invention illustré sur la FIG. 6 , le système de surveillance 1 comprend également des capteurs optiques auxiliaires 3’ au sol 7 couvrant une zone spatiale auxiliaire 13’ s’étendant au moins partiellement dans le champ de vision 12 du système radar 2. Les capteurs optiques auxiliaires 3’ sont de préférence identiques aux capteurs optiques 3. Les capteurs optiques auxiliaires 3’ ont de préférence la même fonction que les capteurs optiques 3, à savoir déterminer une ou plusieurs premières positions P1’ d’un objet spatial 5 dans la zone spatiale auxiliaire 13’. Les premières positions auxiliaires P1’ et les premières positions P1 permettent ensemble de déterminer la première restitution d’orbite O1. Les capteurs optiques auxiliaires 3’ sont notamment utiles en cas de détection tardive ou lorsque les ressources du système radar 2 sont limitées. En référence à la FIG. 1 , chaque système radar 2 est basé au sol, de préférence sur un site terrestre différent de ceux des capteurs optiques 3. Le système de surveillance 1 comprend de préférence un faible nombre de systèmes radars 2 pour réduire les coûts, typiquement inférieur à 10. On décrit par la suite un seul système radar 2 à titre d’exemple. Comme illustré sur les figures 1 et 3, le système radar 2 comprend un ou plusieurs émetteurs avec une ou plusieurs antennes 6 configurées pour émettre un faisceau 10 d’ondes radio incidentes Se, typiquement à des fréquences élevées supérieures à 100MHz, et de préférence inférieures à 10GHz. Le système radar 2 comprend également un ou plusieurs récepteurs des ondes radio réfléchies Sr par l’objet spatial 5. Le système radar 2 est de type à antenne(s) 6 directive(s), c’est-à-dire que le faisceau d’ondes 10 émis comporte un lobe principal prépondérant et des lobes secondaires faibles ou inexistants. La largeur du faisceau d’ondes 10 émis, à savoir la largeur du lobe principal, définit une fenêtre d’observation spatiale 11, connue sous le terme « field of regard (FOR) », des objets spatiaux 5 dans l’atmosphère terrestre. Le système radar 2 est également de type à antenne(s) 6 commandable(s), c’est-à-dire que la direction de pointage Z de l’antenne 6 peut être orientée par balayage mécanique ou électronique pour déplacer la fenêtre d’observation spatiale 11 dans un champ de vision 12 prédéterminé, connu sous le terme « field of view (FOV) ». De préférence, le champ de vision 12 couvre l’orbite basse située à une altitude entre 200 km et 2000 km au-dessus du sol. De préférence également, le champ de vision 12 comporte une largeur a au moins cinq fois inférieure à sa longueur e, de préférence au moins dix fois inférieure. Un tel champ de vision 12, typiquement rectangulaire dans cet exemple ou en secteur d’anneau, présente une grande amplitude selon sa longueur permettant à l’antenne 6 de pointer dans de nombreuses directions. Toutefois, un objet spatial 5 traversant le champ de vision 12 selon sa largeur n’est visible que durant une courte durée par le système radar 2. Les capteurs optiques 3 détectant l’objet spatial 5 avant qu’il n’entre dans le champ de vision 12 permettent avantageusement d’estimer la direction de pointage du système radar 2. Le champ de vision 12 pourrait alternativement avoir un autre forme, telle que circulaire, conique ou assimilé. De préférence également, le faisceau d’ondes 10 définissant la fenêtre d’observation spatiale 11 comporte une largeur angulaire f inférieure à 5°, de préférence inférieure à 2°. En référence aux figures 1, 3 et 4, l’organe de commande 4 est connecté au système radar 2 et aux capteurs optiques 3 et typiquement basé au sol 7. L’organe de commande 4 est représenté dans cet exemple unique et sur un autre site terrestre que le système radar 2 et les capteurs optiques 3. Il va cependant de soi que l’organe de commande 4 peut également être sur le même site terrestre que le système radar 2 ou les capteurs optiques 3. De plus, l’organe de commande 4 peut également comprendre une architecture modulaire avec des modules répartis physiquement dans plusieurs sites terrestres. L’organe de commande 4 se présente typiquement sous la forme d’un ordinateur. En pratique, l’organe de commande 4 est notamment adapté pour gérer les ressources du système radar 2 en déterminant un enchaînement de séquences d’instructions sous la forme d’une table de requête. Chaque séquence d’instructions comporte le mode du système radar 2, à savoir le mode « veille », dans lequel l’antenne 6 balaie le champ de vision 12, ou le mode « suivi », également connu sous le terme de « poursuite », dans lequel l’antenne 6 comporte une direction de pointage déterminée. Le mode veille est plus coûteux que le mode suivi, car il nécessite une plage temporelle d’émission et de réception plus longue qu’en mode suivi, ainsi qu’un faisceau d’ondes plus énergivore pour couvrir une zone plus large qu’en mode suivi. Le fonctionnement de l’organe de commande 4 est détaillé par la suite dans le description du procédé de surveillance selon l’invention. En référence à la FIG. 5 , le procédé de surveillance selon l’invention est mis en œuvre grâce au système de surveillance 1 précédemment décrit. Un seul objet spatial 5 est considéré dans cet exemple mais il va de soi que le procédé de surveillance vise à permettre une surveillance globale du trafic spatial dans l’atmosphère terrestre. En référence à la FIG. 5 , une première étape consiste à déterminer E1 plusieurs premières positions P1 de l’objet spatial 5 dans une ou plusieurs zones spatiales 13 à partir d’un ou plusieurs de l’ensemble de capteurs optiques 3. Selon un aspect préféré, l’étape E1 comporte également la détermination d’une ou plusieurs premières positions auxiliaires P1’ à partir des capteurs optiques auxiliaires 3’. Comme illustré sur la FIG. 1 , un ou plusieurs capteurs optiques 3, 3’ acquièrent une ou plusieurs photos R à plusieurs instants t1, t2 de l’objet spatial 5 dans la ou les zones spatiales 13, 13’. Les capteurs optiques 3, 3’ correspondent à ceux qui sont opérationnels, à savoir situés sur un site terrestre non éclairé par un astre et dont l’objet spatial 5 est dans leur angle de vision b. Les photos R sont transmises à l’organe de commande 4. A partir des photos R, l’organe de commande 4 détermine la position de l’objet spatial 5 à chaque instant t1, t2, de telles positions étant qualifiés de « premières positions P1, P1’ ». De telles premières positions P1, P1’ sont classiquement obtenues par astrométrie, restitution initiale d’orbite (IOD « initial orbit determination ») et restitution d’orbite (OD « orbit détermination »). Les premières positions P1, P1’ sont typiquement exprimées sous la forme d’une ascension droite et d’une déclinaison dans le système de coordonnés équatoriales. En référence à la FIG. 5 , une deuxième étape consiste à déterminer E2 une première restitution d’orbite O1 de l’objet spatial 5 à partir des premières positions P1, P1’. La première restitution d’orbite O1 est une première estimation de trajectoire de l’objet spatial 5 déterminée par l’organe de commande 4 à partir des premières positions P1, P1’ aux instants t1, t2 déterminées précédemment. Comme illustré sur la FIG. 5 , à partir de la première restitution d’orbite O1, il est déterminé où l’objet spatial 5 sera visible dans le champ de vision 12 du système radar 2 pour déterminer si la valeur prédéterminée Zref de la direction de pointage Z de l’antenne radar 6 convient pour observer l’objet spatial 5. La valeur prédéterminée Zref est propre à un objet spatial 5 et a été précédemment obtenue, typiquement à partir de données théoriques ou mesurées de l’objet spatial 5 en supposant que l’objet spatial 5 suit une orbite képlérienne. On précise qu’une orbite est dite képlérienne en ce que son mouvement par rapport à la Terre vérifie les trois lois de Képler, typiquement en forme d’ellipse dont l’un des foyers coïncide avec le centre de masse de la Terre. Comme illustré sur la FIG. 4 , si la première restitution d’orbite O1 traverse le champ de vision 12 du système radar 2 dans la fenêtre d’observation spatiale 11 associée à la valeur prédéterminée Zref de la direction de pointage, l’objet spatial 5 ne nécessite pas une attention particulière et une surveillance par les capteurs optiques 3 est suffisante. En référence aux figures 4 et 5, la suite du procédé consiste donc de préférence à observer E7 l’objet spatial 5 uniquement avec les capteurs optiques 3, 3’, en déterminant de nouvelles premières positions P1(t4), pour préserver les ressources du système radar 2. Comme illustré sur les figures 3 et 5, si la première restitution d’orbite O1 traverse le champ de vision 12 du système radar 2 hors de la fenêtre d’observation spatiale 11 associée à la valeur prédéterminée Zref de la direction de pointage Z, l’objet spatial 5 a une trajectoire non képlérienne, typiquement caractérisée par une manœuvre passée ou présente, qu’il convient d’observer plus précisément avec le système radar 2. Une troisième étape consiste alors à déterminer E3 une commande C de la direction de pointage Z de l’antenne 6 du système radar 2. La commande C de la direction de pointage Z de l’antenne 6 est déterminée par l’organe de commande 4 de sorte que la fenêtre d’observation spatiale 11 soit correctement positionnée pour observer l’objet spatial 5. A la fin de la quatrième étape, l’antenne 6 a été déplacée pour que sa direction de pointage Z corresponde à la commande C. Selon un aspect préféré illustré sur les figures 3 et 5, une quatrième étape consiste ensuite à déterminer E4 une ou plusieurs deuxièmes positions P2 de l’objet spatial 5 dans la fenêtre d’observation spatiale 11 à partir du système radar 2. Le système radar 2 émet un faisceau 10 d’ondes radio incidentes Se dans la direction de pointage Z de la commande C et réceptionne les ondes radio réfléchies Sr par l’objet spatial 5. L’organe de commande 4 détermine la ou les deuxièmes positions P2 à un instant donné t3 de l’objet spatial 5 à partir notamment du temps de réception des ondes radio réfléchies Sr ainsi que de l’angle formé entre la direction des ondes radio incidentes Se et réfléchies Sr. Les deuxièmes positions P2 sont typiquement exprimées dans le référentiel du système radar 2. Selon un aspect préféré illustré sur les figures 3 et 5, une cinquième étape consiste ensuite à déterminer E5 une deuxième restitution d’orbite O2 de l’objet spatial 5 à partir des deuxièmes positions P2, et de préférence les premières positions P1, P1’. La deuxième restitution d’orbite O2 est déterminée par l’organe de commande 4 de manière analogue à la première restitution d’orbite O1. La deuxième restitution d’orbite O2 est une estimation plus fine de la trajectoire de l’objet spatial 5 que la première restitution d’orbite O1 grâce aux moyens d’acquisition utilisés, les systèmes radars 2, qui sont plus précis et plus fiables que les capteurs optiques 3. Les systèmes radars 2 peuvent en outre être utilisés dans toutes les conditions météorologiques contrairement aux capteurs optiques 3. L’invention permet ainsi de suivre de manière précise, fiable et sans risque de saturation le trafic spatial. Les capteurs optiques 3 permettent avantageusement de surveiller de manière globale et à moindre coût un trafic spatial important et d’y repérer les objets spatiaux 5 d’intérêt, comme par exemple un satellite en cours de manœuvre. Grâce aux capteurs optiques 3, la direction de pointage du système radar 2 peut être déterminée sans recourir au mode veille, chronophage et énergivore, ce qui économise les ressources du système radar 2. En outre, dans l’exemple de la FIG. 5 , le mode suivi du système radar 2 est dédié aux objets spatiaux 5 d’intérêt, à savoir de trajectoire non képlérienne représentent moins de 60% du trafic spatial, ce qui permet d’économiser davantage les ressources du système radar 2. Selon un autre mode de réalisation illustré sur la FIG. 7 , le système radar 2 détermine également des deuxièmes positions P2 des objets spatiaux 5 ayant une orbite képlérienne, afin d’avoir une surveillance globale et précise de tout le trafic spatial. Face à l’augmentation du trafic spatial, le système de surveillance 1 selon l’invention s’adapte en outre facilement sans surcoût important en augmentant le nombre de capteurs optiques 3. Système de surveillance (1) d’au moins un objet spatial (5) en orbite comprenant : Au moins un système radar (2) au sol (7) comprenant au moins une antenne (6) configurée pour émettre un faisceau d’ondes (10) définissant une fenêtre d’observation spatiale (11), l’antenne (6) comprenant une direction de pointage (Z) commandable pour déplacer la fenêtre d’observation spatiale (11) dans un champ de vision (12) prédéterminé, la direction de pointage (Z) ayant une valeur prédéterminée (Zref) associée à l’objet spatial (5), Une pluralité de capteurs optiques (3) au sol (7) couvrant chacun une zone spatiale (13) s’étendant hors du champ de vision (12) du système radar (2), Au moins un organe de commande (4) relié au système radar (2) et à la pluralité de capteurs optiques (3), l’organe de commande (4) étant configuré pour : Déterminer une pluralité de premières positions (P1) de l’objet spatial (5) dans au moins l’une des zones spatiales (13) à partir d’au moins l’un de la pluralité de capteurs optiques (3), Déterminer une première restitution d’orbite (O1) de l’objet spatial (5) à partir des premières positions (P1), Si la première restitution d’orbite (O1) traverse le champ de vision (12) du système radar (2) hors de la fenêtre d’observation spatiale (11) associée à la valeur prédéterminée (Zref) de la direction de pointage (Z), déterminer une commande (C) de la direction de pointage (Z) de l’antenne (6) du système radar (2) à partir de la première restitution d’orbite (O1), pour déterminer au moins une deuxième position (P2) de l’objet spatial (5) dans la fenêtre d’observation spatiale (11) à partir du système radar (2). Système de surveillance (1) selon la revendication 1, dans lequel l’objet spatial (5) est adapté pour manœuvrer et est situé à une altitude au-dessus du sol supérieure à 200 km, et de préférence inférieure à 2000 km. Système de surveillance (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le champ de vision (12) du système radar (2) comporte une longueur (e) et une largeur (a) au moins cinq fois inférieure à la longueur (e), de préférence au moins dix fois inférieure à la longueur (e). Système de surveillance (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le faisceau d’ondes (10) émis par l’antenne (6) du système radar (2) a une largeur angulaire (f) inférieure à 5°, de préférence inférieure à 2°. Système de surveillance (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la pluralité de capteurs optiques (3) se présentent sous la forme de caméras, de préférence adaptées pour opérer dans le domaine visible ou infrarouge. Système de surveillance (1) selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant au moins un capteur optique auxiliaire (3’) au sol (7) couvrant une zone spatiale auxiliaire (13’) s’étendant au moins partiellement dans le champ de vision (12) du système radar (2), l’organe de commande (4) étant configuré pour : Déterminer au moins une première position auxiliaire (P1’) de l’objet spatial (5) dans la zone spatiale auxiliaire (13’) à partir du capteur optique auxiliaire (3’), Déterminer la première restitution d’orbite (O1) de l’objet spatial (5) à partir de la première position auxiliaire (13’). Procédé de surveillance d’au moins un objet spatial (5) en orbite au moyen du système de surveillance (1) selon l’une des revendications 1 à 6, consistant à : Déterminer (E1) la pluralité de premières positions (P1) de l’objet spatial (5) dans au moins l’une des zones spatiales (13) à partir d’au moins l’un de la pluralité de capteurs optiques (3), Déterminer (E2) la première restitution d’orbite (O1) de l’objet spatial (5) à partir des premières positions (P1), Si la première restitution d’orbite (O1) traverse le champ de vision (12) du système radar (2) hors de la fenêtre d’observation spatiale (11) associée à la valeur prédéterminée (Zref) de la direction de pointage (Z), déterminer (E3) la commande (C) de la direction de pointage (Z) de l’antenne (6) du système radar (2) à partir de la première restitution d’orbite (O1), pour déterminer (E4) la deuxième position (P2) de l’objet spatial (5) dans la fenêtre d’observation spatiale (11) à partir du système radar (2). Procédé de surveillance selon la revendication 7, consistant également à déterminer (E5) une deuxième restitution d’orbite (O2) de l’objet spatial (5) à partir des premières positions (P1) et de la deuxième position (P2). Procédé de surveillance selon l’une des revendications 7 et 8, consistant également, si la première restitution d’orbite (O1) traverse la fenêtre d’observation spatiale (11) associée à la valeur prédéterminée (Zref) de la direction de pointage (Z), à observer (E6) l’objet spatial (5) uniquement avec la pluralité de capteurs optiques (3). Procédé de surveillance selon l’une des revendications 7 et 8, dans lequel l’étape de détermination (E4) de la deuxième position (P2) de l’objet spatial (5) dans la fenêtre d’observation spatiale (11) à partir du système radar (2) est également mise en œuvre si la première restitution d’orbite (O1) traverse la fenêtre d’observation spatiale (11) associée à la valeur prédéterminée (Zref) de la direction de pointage (Z).