Procédé de destruction d’un satellite (10) comprenant : une étape d’initialisation (1000) sur Terre (250) ou dans l’espace atmosphérique (200) d’une mémoire embarquée (11) dans le satellite (10) comprenant la sauvegarde dans la mémoire embarquée (11) d’informations initiales relatives à : au moins un critère de fin de mission initial, et au moins l’un parmi : au moins une position initiale d’au moins un corps secondaire (20), au moins une trajectoire initiale de l’au moins un corps secondaire (20), N cycles d’actualisation (2000) de la mémoire embarquée (11), de préférence lorsque le satellite (10) se trouve dans l’espace extra-atmosphérique (100), chaque cycle d’actualisation comprenant les sous-étapes suivantes : la réception, par un dispositif de communication (12) embarqué dans le satellite (10) d’informations relatives à au moins l’un parmi : au moins un critère de fin de mission n°i, au moins une donnée dite donnée de corps secondaire (20), l’au moins une donnée de corps secondaire (20) étant prise parmi : au moins une position n°i de l’au moins un corps secondaire (20), au moins une trajectoire n°i de l’au moins un corps secondaire (20), avec N et i étant des nombres entiers, N≥1 et 1≤i≤N, la sauvegarde desdites informations dans la mémoire embarquée (11), une phase de désorbitation (5000) comprenant une activation d’un propulseur (15) embarqué sur le satellite (10) pour déplacer le satellite (10) depuis l’espace extra-atmosphérique (100) jusque dans l’espace atmosphérique (200), la phase de désorbitation (5000) étant déclenchée à un instant de désorbitation déterminé par un système de calcul (14) embarqué dans le satellite (10), l’instant de désorbitation étant fonction de l’au moins une donnée de corps secondaire (20) disponible au cycle d’actualisation n°N et de l’instant de survenue d’au moins un parmi les événements suivants : la réception par le dispositif de communication (12) d’une instruction de désorbitation, la détection par des moyens de sécurité (13) embarqués dans le satellite (10) d’un dysfonctionnement satellite (10), l’observation d’un critère de fin de mission. Procédé selon la revendication précédente dans lequel le critère de fin de mission est une durée de mission et l’observation du critère de fin de mission correspond à l’expiration de la durée de mission ou dans lequel le critère de fin de mission correspond à au moins une action que le satellite (10) doit accomplir et l’observation du critère de fin de mission correspond à l’accomplissement de cette au moins une action par le satellite (10). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel le dysfonctionnement correspond à l’un parmi une avarie du satellite (10), une rupture de communication entre le satellite (10) et une base distante (30), une avarie d’une charge utile du satellite (10). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel durant la phase de désorbitation (5000) l’activation du propulseur (15) déplace le satellite (10) depuis l’espace extra-atmosphérique (100) jusque dans l’espace atmosphérique (200). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant, après le calcul de l’instant de désorbitation, une sauvegarde de l’instant de désorbitation dans la mémoire embarquée (11). Système de désorbitation d’un satellite (10) comprenant : un dispositif de communication (12) configuré pour recevoir, lorsque le satellite (10) est sur Terre (250) ou dans l’espace atmosphérique (200), des données relatives à : au moins un critère de fin de mission initial, au moins une position initiale d’au moins un corps secondaire (20), au moins une trajectoire initiale de l’au moins un corps secondaire (20), le dispositif de communication (12) étant configuré pour recevoir, lorsque le satellite (10) est dans l’espace extra-atmosphérique (100), lors de N cycles d’actualisation (2000), des données relatives à : au moins un critère de fin de mission n°i, au moins une donnée dite donnée de corps secondaire (20), l’au moins une donnée de corps secondaire (20) étant prise parmi : au moins une position n°i de l’au moins un corps secondaire (20), au moins une trajectoire n°i de l’au moins un corps secondaire (20), avec N et i étant des nombres entiers, N≥1 et 1≤i≤N, un système de calcul (14), configuré pour déterminer un instant de désorbitation en fonction de l’au moins une donnée des corps secondaire (20) et de l’instant de survenue d’au moins un parmi les événements suivants : la réception par le dispositif de communication (12) d’une instruction de désorbitation, la détection par des moyens de sécurité (13) embarqués dans le satellite (10) d’un dysfonctionnement du satellite (10), l’observation d’un critère de fin de mission. Système selon la revendication précédente comprenant en outre une mémoire embarquée (11), la mémoire embarquée (11) sauvegardant les données reçues par le dispositif de communication (12). Système selon l’une quelconque des revendications 6 et 7 dans lequel le système de calcul (14) incorpore de l’intelligence artificielle. Système selon l’une quelconque des revendications 6 à 8 dans lequel le système de calcul (14), la mémoire embarquée (11) et les moyens de sécurité (13) sont composés de composants électroniques présentant un blindage électromagnétique. Système selon l’une quelconque des revendications 6 à 9 dans lequel le système de calcul (14), la mémoire embarquée (11) et les moyens de sécurité (13) sont protégés par un bouclier anti-radiations solaires. Satellite (10) comprenant un système selon l’une quelconque des revendications 6 à 10 et comprenant en outre un propulseur (15), le satellite (10) étant configuré pour activer le propulseur (15) en fonction de l’instant de désorbitation le plus proche dans le temps calculé par le système de calcul (14). Satellite (10) selon la revendication précédente configuré de sorte que le propulseur (15) puisse déplacer le satellite (10) depuis l’espace extra-atmosphérique (100) jusque dans l’espace atmosphérique (200). Satellite (10) selon l’une quelconque des deux revendications précédentes comprenant un réservoir de carburant configuré pour alimenter en carburant le propulseur (15). Satellite (10) selon la revendication précédente configuré de sorte que le réservoir de carburant alimente le propulseur (15) en carburant uniquement à partir de l’instant de désorbitation le plus proche dans le temps calculé par le système de calcul (14).