Les conséquences des collisions sont de deux ordres : une collision, même due à un très petit débris, peut endommager un satellite actif et lui faire perdre ses fonctions. Il est possible d'éviter une collision entre un satellite actif, doté d'une propulsion lui permettant de manoeuvrer en orbite, et un débris catalogué en commandant une modification d'orbite du satellite. C'est une pratique courante menée par les principaux centres opérationnels. une collision génère en outre un certain nombre de nouveaux débris orbitaux. A titre d'exemple, la collision entre les satellites Iridium 33 et Cosmos 2251 en 2009 a générée plus de 3500 nouveaux débris catalogués, soit environ 25% de nouveaux gros débris en plus. La régénération de débris par collision entre gros débris fait craindre à la communauté internationale un - syndrome de Kessler », c'est-à-dire une 3043656 2 augmentation incontrôlable du nombre de débris orbitaux par collisions mutuelles, posant à terme un risque croissant de collision sur des satellites opérationnels. Pour contrer ce risque d'emballement, une solution consiste à aller nettoyer » les orbites les plus encombrées, en en retirant une dizaine de gros 5 débris chaque année ; ces concepts, connus sous le nom anglais de - Active Debris Removal » (ADR) font l'objet de nombreux travaux et de démonstrations dans le Monde. L'amélioration escomptée n'a cependant d'effet qu'à long terme, la diminution du nombre de collision étant statistique, et non déterministe. 10 Un cas particulier de scénario de collision pose un problème différent : la collision entre deux gros débris catalogués mais sans capacité de manoeuvres peut s'avérer prédictible sans pour autant que l'on puisse l'éviter. On peut se trouver dans la situation de calculer une forte probabilité de collision dans 24 à 48 heures entre deux vieux satellites intègres sans pouvoir l'empêcher, donc sans pouvoir 15 prévenir la génération de quelques milliers de nouveaux débris. Diverses solutions ont été émises pour tenter d'éviter de telles collisions ; ces travaux sont connus sous la dénomination anglaise - Just in time Collision Avoidance » (JCA). Une première famille de solutions consiste à tirer sur l'un des deux débris à 20 l'aide d'un laser pulsé placé en orbite. Le faisceau laser génère une faible vaporisation très localisée de la surface du débris, qui se traduit par une très faible force de recul ; celle-ci, répétée un grand nombre de fois, suffit à dévier le débris visé et à diminuer la probabilité de collision. A ce titre, on pourra se référer aux documents : J. Caroll, - Can Pulsed Laser ablation prevent most 25 debris creation? », IAC-14, A6.P, 52x24670, 65th IAC, Toronto, Canada, Octobre 2014 et Ch. Bonnat, C. Phipps, - Laser reorbiting debris in GEO », Proceedings of the 6th EUCASS Congress, #208, Cracovie, ler Juillet 2015. De telles solutions sont complexes à mettre en oeuvre et posent de nombreux problèmes de sécurité. Une seconde famille de solutions consiste à créer une 30 « atmosphère artificielle » devant l'un des deux débris ; celui-ci, lors de la traversée de ce - nuage », subira une force de traînée qui le freinera et modifiera sa trajectoire. Ce nuage doit être suffisamment dense pour freiner le débris, sans toutefois l'être trop de crainte de disloquer le débris. Il doit donc être 3043656 3 relativement grand. Quelques propositions en ce sens ont été faites à ce jour, comme dans le document D. McKnight, « Removing Orbital Debris without Going into Orbit Temporary Impulse Drag Enhancement », International Conference on Orbital Debris Removal (NASA-DARPA), 8-10 décembre 2009. 5 Toutefois, selon les auteurs de ce document, plusieurs problèmes se posent. Un nuage considéré peut être constitué de fines particules solides, par exemple de Tungstène, ou au contraire de gouttelettes d'eau, les premières présentant l'inconvénient de redescendre en traversant toutes les orbites jusqu'à la rentrée atmosphérique, risquant potentiellement d'endommager des satellites 10 actifs, les secondes de se sublimer rapidement dans le vide donc de disparaître trop rapidement, imposant des tailles de nuage souvent excessives. Pour résoudre ce problème, les auteurs de ce document suggèrent d'utiliser un ballon à parois très fines contenant le nuage, traversé par le débris mais qui soulève de nombreuses inconnues notamment relativement à l'interaction entre le débris et 15 la paroi du ballon, à vitesse orbitale. Les techniques précédentes présentent donc des inconvénients. PRESENTATION DE L'INVENTION Un but de l'invention est de proposer une solution permettant d'éviter une 20 collision entre deux débris spatiaux catalogués sans capacité de manoeuvre. A cet effet, l'invention propose un procédé de déviation de débris spatiaux comprenant des étapes de : - lancement d'un propulseur au moyen d'une fusée sonde à une altitude cible proche de celle du ou des débris à dévier ; 25 - génération par le propulseur d'un nuage de gaz au-dessus de la fusée sonde. Le procédé de l'invention est avantageusement complété par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible. 30 Le propulseur comprenant une tuyère, la génération consiste à allumer le propulseur, le nuage de gaz étant constitué par les gaz de combustion du propulseur issus de la tuyère. 3043656 4 La génération du nuage de gaz comprend une étape de stabilisation et d'orientation du propulseur afin que les gaz issus de la tuyère soient correctement orientés. Le propulseur est allumé peu avant culmination à l'altitude cible, 5 typiquement de 2 à 5 secondes avant culmination à l'altitude cible. Le propulseur est allumé pendant 5 à 15 secondes, typiquement 10 secondes. L'altitude cible est inférieure de 500 m à 1 km à celle de la trajectoire du débris à dévier. 10 Le réglage fin de l'altitude visée peut être fait en inclinant le propulseur dans le plan la trajectoire du débris. La fusée sonde est lancée depuis le sol ou est aéroportée, et est consommable ou est réutilisable en totalité ou partiellement. Le procédé de l'invention comprend en outre une étape de détermination 15 d'une localisation du ou des débris à dévier et une étape de détermination conjointe d'un instant de lancement de la fusée fonction de la position de lancement de la fusée sonde afin de garantir le passage du ou des débris à dévier dans une zone orbitale accessible à la fusée sonde. L'invention concerne également un dispositif de déviation de débris 20 spatiaux comprenant : - une fusée sonde ; - un propulseur solidaire de la fusée sonde ledit dispositif étant configuré pour mettre en oeuvre un procédé de déviation de débris spatiaux selon l'invention. 25 Le propulseur est à propulsion solide ou à propulsion hybride. Le propulseur comprend une tuyère, le propulseur étant fixé au sommet de la fusée sonde tuyère vers le haut. Les avantages de l'invention sont multiples. Elle permet d'éviter la génération de milliers de gros débris consécutifs à 30 une collision préclictible. Elle permet de diminuer, le nombre de manoeuvres d'évitement pours tes satellites opérationnels. 3043656 5 PRESENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : 5 - la figure 1 illustre schématiquement un dispositif de déviation de débris spatiaux ; - la figure 2 illustre des étapes d'un procédé de déviation de débris spatiaux ; - les figures 3 et 4 illustrent schématiquement la déviation d'un débris 10 spatial au moyen du dispositif et du procédé de déviation de l'invention. Sur l'ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION 15 Dispositif et procédé de déviation de débris spatiaux La figure 1 illustre schématiquement un dispositif de déviation de débris spatiaux comprenant une fusée-sonde 1 et un propulseur 2, solidaire de la fusée sonde. Une fusée sonde est une fusée décrivant une trajectoire sub-orbitale utilisée de manière générale à des fins expérimentales. 20 On précise ici que le propulseur 2 mentionné est distinct de celui utilisé pour la propulsion de la fusée-sonde 1 en tant que telle. La fusée sonde 1 comprend plusieurs étages 11, 12 (sur la figure 1, la fusée sonde comprend deux étages 11, 12). Le propulseur 2 est solidaire du dernier étage de la fusée sonde et est 25 dirigé vers le haut c'est-à-dire que le propulseur comprenant, une chambre 21 de combustion et une tuyère 22, le propulseur 2 est situé tuyère 22 vers le haut, dans le sens de lancement de la fusée sonde. Le propulseur 2 est, en particulier, à propulsion solide ou à propulsion hybride. Il s'agit de préférence d'un propulseur à propergols solides. 30 Comme on l'aura compris, la charge utile de la fusée-sonde est ici le propulseur 2. Un tel dispositif est configuré pour mettre en oeuvre un procédé de déviation de débris spatiaux décrit ci-après et en relation avec la figure 2. 3043656 6 En relation avec la figure 3, on se place dans le cas où un risque de collision entre deux débris A, B catalogués et non manoeuvrant est annoncé. On considère qu'un tel risque de collision est inacceptable quand sa probabilité est supérieure à un seuil fixé par les opérateurs de satellite ou par la réglementation 5 en vigueur (standards, règles de bonne conduite, etc.). Ainsi, à titre d'exemple, il est d'usage de considérer qu'une probabilité de collision supérieure à 10-4 est inacceptable. Les trajectoires respectives des deux débris sont connues avec d'autant plus de précision que la collision est imminente : à titre d'exemple, le préavis typique d'une manoeuvre d'évitement de collision est de l'ordre de un à 10 deux jours. Afin d'éviter la collision, on va modifier légèrement la trajectoire de l'un des deux débris, par exemple le débris A (voir la figure 3). Le débris A suit une trajectoire orbitale OA et peut entrer en collision avec le débris B car à un instant les trajectoires deux débris A, B se croisent. 15 Pour ce faire, on va lancer E2 une fusée sonde depuis la surface S de la Terre ou bien depuis une certaine altitude, on dit alors que la fusée-sonde est aéroportée. La fusée-sonde suit une trajectoire t. La fusée-sonde est lancée pour atteindre une altitude de culmination, typiquement inférieure de 500 m à 1 km à celle de la trajectoire du débris à 20 dévier. L'altitude de culmination de la fusée-sonde est située en dessous de la trajectoire du débris à dévier pour éviter tout risque de collision avec ce débris. Afin de garantir le passage du débris A dans un délai compatible du préavis dans la zone accessible à la fusée-sonde, le procédé comprend une étape E0 de localisation du débris à dévier et de détermination E1, conjointe, d'un instant de 25 lancement de la fusée-sonde fonction de la position de lancement de la fusée sonde afin de garantir le passage du ou des débris à dévier dans une zone orbitale accessible à la fusée sonde. L'étape de localisation E0 met en oeuvre les moyens permettant de déterminer avec précision les orbites respectives des deux débris, à l'aide des 30 radars disponibles tant au niveau national qu'international ; pour précises qu'elles sont, ces trajectoires n'en demeurent pas moins entachées d'incertitude, tant au niveau de la position des objets que de la date prévisionnelle de leur collision 3043656 7 éventuelle ; à titre d'exemple, la précision en position est de l'ordre du kilomètre, et la précision en date de passage est de l'ordre de la seconde. L'étape El se déduit de la connaissance précise de ces éléments d'orbitographie et permet de déterminer avec précision l'instant de lancement de 5 la fusée-sonde ainsi que les paramètres principaux de sa trajectoire (azimut de lancement, altitude de culmination, etc.) ; cette étape tient compte des dispersions déterminées à l'étape EO pour maximiser la probabilité de réussite de la mission de déviation. Le réglage fin de la position du propulseur par rapport à la trajectoire du 10 débris peut se faire en basculant le propulseur dans le plan de la trajectoire du débris. Peu avant culmination (typiquement de 2 à 5 secondes), juste en-dessous de la zone cible, le procédé comprend une étape E3 de génération par la fusée sonde d'un nuage de gaz au-dessus de la fusée-sonde. 15 Cette génération comprend des sous-étapes d'allumage E31 du propulseur et de stabilisation E32 de ce dernier. Le propulseur 2 comprend notamment un propergol solide qui, une fois allumé, va générer des gaz chauds issus de sa combustion et une poussée vers le bas s'exerçant sur la fusée sonde. Les produits de combustion s'échappant par la 20 tuyère 22 du propulseur 2 vont former le nuage de gaz recherché. Ainsi, peu avant culmination, le propulseur va créer un nuage de gaz G dense au-dessus de la fusée-sonde. Le débris A en traversant ce nuage G subit une force de traînée qui induit le léger ralentissement de ce dernier de sorte que sa trajectoire est modifiée ainsi 25 que sa période orbitale. Après traversée, le débris A suit une trajectoire modifiée. Le débris A en traversant ce nuage G subit une force de traînée qui induit le léger ralentissement de ce dernier de sorte que sa trajectoire est modifiée ainsi que sa période orbitale. Après traversée, le débris A suit une trajectoire modifiée Op: (voir également la figure 4). 30 La génération du nuage comprend également une étape E4 de stabilisation et d'orientation du propulseur 2 afin que les gaz issus du propulseur 1 soient correctement orientés afin que le débris A le traverse effectivement. 3043656 8 Une telle stabilisation E4 peut être mise en oeuvre par stabilisation gyroscopique en mettant la fusée sonde en rotation rapide suivant son axe principal (schématisé par - 3 » en figure 1) ou tout autre dispositif permettent de garantir que le jet du propulseur est correctement orienté. 5 La durée de combustion du propulseur est typiquement de 5 à 15 secondes, typiquement 10 secondes afin d'assurer une taille de nuage suffisamment importante pour compenser d'éventuelles incertitudes quant à la trajectoire réelle du débris A. Exemple d'application 10 Les débris catalogués les plus gênants sont sur des orbites relativement hautes et fortement inclinées, typiquement entre 700 et 1000 km d'altitude, avec une inclinaison supérieure à 80°. On considère ici deux débris en orbite à 850 km d'altitude, 98,6° d'inclinaison. On considère le débris le plus critique connu à ce jour, le 3è" étage du lanceur Cosmos 3M, d'une masse de 1,5 tonnes et d'une 15 surface d'environ 12 m2. On se place également dans le cas moyen probable d'un préavis de 24 h, entraînant un lancement 12 heures avant la collision annoncée, c'est-à-dire 14 orbites. Si on visait un changement d'altitude de périgée de 1 km pour le débris A, 20 le décrément de vitesse AV à fournir est de 0,2569 m/s. Mais cela entraîne également un changement de période du débris, celle-ci diminuant de 0,6346 s. Cette diminution de période, intégrée sur 14,13 orbites, signifie que le débris A va passer 14,13 x 0,6346 = 8,96 s avant le débris B au lieu prévu de leur collision. A la vitesse orbitale de 7426,014 m/s (pour cette altitude), cela correspond à une 25 distance de 66,54 km. On considère forfaitairement un critère d'évitement de 5 km : la déviation impartie au débris A doit permettre d'éviter le débris B avec une marge de 5 km au moment de leur rapprochement (cette distance dépend naturellement de la précision des paramètres orbitaux, mais semble conservative car les deux objets 30 sont sur des orbites sécantes, et non co-orbitants). Le changement de vitesse AV à fournir est de l'ordre de 0,2569 x 5 / 66,54 = 0,019 m/s. Une base de lancement située à forte latitude permet de garantir plusieurs passages des débris considérés chaque jour. Les bases de lancement existantes au 3043656 9 sol sont par exemple Kiruna (Suède), Andoya (Norvège) ou Kodiak (Alaska, USA). En cas de lancement aéroporté, celui-ci peut être effectué à partir de n'importe quel aérodrome militaire à latitude élevée. La fusée sonde, par définition, ne va pas en orbite, donc est 5 significativement plus petite qu'un lanceur orbital conventionnel, donc significativement moins chère également. On vise une position à culmination avec une précision de l'ordre du kilomètre ; l'allumage du propulseur peut se faire avant culmination, c'est une valeur à optimiser. Le phasage, en temps comme en position, entre la fusée sonde et le débris est critique ; néanmoins, les progrès 10 attendus liés aux nouvelles générations de radars en cours de déploiement rendent crédibles les précisions recherchées. Le propulseur solide a une tuyère fixe, la direction de son jet et la stabilité de l'étage supérieur étant garantie par une stabilisation gyroscopique, très classique pour les fusées sondes habituelles. 15 Le chargement en propergol du propulseur solide doit être optimisé en fonction de la fusée sonde choisie et de la taille du nuage recherchée, elle-même fonction de la précision des paramètres orbitaux des débris. On considère un propulseur fournissant un débit massique de l'ordre de 29 kg/s pendant 45 s, pour une masse totale 1500 kg. Dans le cas décrit ici, le chargement en propergol peut 20 être fortement diminué, et le débit massique augmenté d'environ 30% ; on considère donc un propulseur fonctionnant pendant 10 s avec un débit massique de 38 kg/s ; sa masse totale est de l'ordre de 375 kg. On considère que la tuyère est tronquée afin de diminuer l'impulsion spécifique, donc la vitesse d'éjection des gaz, ce qui permet de diminuer la taille 25 du nuage ; la vitesse d'éjection considérée ici est de Ve = 1500 m/s. Une modélisation simplifiée, considérant une expansion des gaz chaque seconde dans un cône de 5° à iso densité dans ce cône. Le volume d'un tel cône est de n.Ve3.(tan5)2/3 = 27.106 m3. La densité moyenne dans le cône, produite par 1 seconde de fonctionnement du propulseur, est de 38 / 27.106 = 1,41.10-6 kg/m3. 30 La traînée générée par cette « atmosphère artificielle » se traduit par une décélération y = 2 -w 1 avec C le coefficient de trainée, typiquement 2,2 en régime raréfié, M la masse du débris donc 1500 kg dans cet exemple, p la densité dans le nuage donc 1,41.10-6 kg/m3 dans cet exemple, S la surface du débris A 3043656 10 donc 12 m2 dans cet exemple, et V la vitesse relative du débris par rapport au nuage 7576 m/s pour l'exemple considéré. La décélération correspondante est de y =0,712 m/s2. Le temps d'action sur le débris passant à 1500 m de l'extrémité du propulseur est de ta = 2.Ve.tan5° / V = 0,035 s. On en déduit enfin le AV 5 appliqué au débris = ,t,=0,712 x 0,035 = 2,5 cm/s, supérieur à la valeur recherchée.