La présente invention concerne la commande d'attitude de véhicule spatial circulant sur une trajectoire orbitale. Une application importante, mais non exclusive, de l'invention consiste dans la commande d'attitude d'un véhicule placé sur une orbite de transfert avant l'injection en orbite circulaire géostationnaire et au cours de cette injection, réalisée au moyen d'un système à éjection de masse fournissant au véhicule l'incrément de vitesse nécessaire, système qui sera par la suite désigné par son nom usuel de "moteur dtapogéeg A l'heure actuelle, le processus habituel pour amener un satellite sur une orbite géostationnaire consiste à le placer d'abord sur une orbite de transfert très elliptique, à 11 aide d'un lanceur à le mettre en rotation rapide autour de l'axe du moteur d'apogée pour le stabiliser dans une attitude telle que la poussée du moteur d'apogée, allumé alors que le satellite est à proximité de l'apogée de son orbite de transfert, soit dans une orientation convenable pour modifier l'orbite et l'amener à prendre une forme circulaire peu inclinée sur l'équateur0 Cette solution est particulièrement satisfaisante dans le cas où le moteur d'apogée est à combustible solide et où l'axe de poussée du moteur est aussi l'axe de plus grande inertie du véhicule spatial. Elle reste à peu près satisfaisante dans tous les cas d'utilisation de moteur à combustible solide, lorsque le volume de liquide à l'intérieur du satellite reste faible. Par contre, cette solution présente des inconvénients graves dans le cas où le véhicule spatial contient un volume important de liquide et en particulier dans le cas d'utilisation d'un moteur d'apogée à liquide Dans ce cas les mouvements du liquide sous l'effet combiné des mouvements dynamiques propres du satellite et des mouvements transitoires sous lteffet des couples perturbateurs et des couples de contrtle du satellite, peuvent compromettre la stabilité de la rotation autour de l'axe du moteur d'apogée0 En particulier Si le moment d'inertie du satellite autour de l'axe du moteur est inférieur aux moments d'inertie autour d'axes transverses, toute dissipation d'énergie liée au mouvement du liquide tend à aligner le moment cinétique du satellite le long de l'axe transverse de plus grande inertie, donc à déstabiliser le mouvement de rotation du satellite autour de l'axe du moteur0 L'invention vise à fournir un procédé et un dispositif de commande d'attitude dc véhicule spatial sur une trajectoire orbitale, permettant e résoudre les problèmes ci-dessus. Dans ce but, l'invention propose notamment un procédé de commande d'attitude d véhicule spatial sur orbite de transfert et d'injection, procédé suivant lequel on stabilise le véhicule de façon active autour d'axes de roulis, tangage et lacet par référence à une mémoire d'attitude inertielle, au moyen d'échange de moments cinétiques entre le corps du véhicule et au moins une roue à inertie qu'il porte et/ou au moyen d'application de moments externes. L'invention s'affranchit ainsi des limitations de la stabilisation par rotation du satellite et permet de donner au moteur d'apogée l'orientation correcte au cours de l'injection. Les moments externes peuvent être obtenus par divers moyens, au moins lors de la commande sur orbite de transfert où la valeur de ces moments peut rester faible. Au cours de l'injection, où des moments élevés doivent entre produits, la seule solution pratique résidera dans l'emploi de systèmes à éjection de masse. Suivant un aspect de l'inventiona celle-ci propose un dispositif de commande d'attitude de véhicule spatial placé sur une trajectoire orbitale le véhicule étant défini par trois axes orthogonaux qui lui sont liés et étant muni d'un système de mesure inertielle fournissant un signal représentatif de l'écart angulaire autour d'au moins deux des axes par rapport à une référence et des moyens de changement d'attitude du corps du satellite par échange de moments internes ou par application de moments externes, des moyens étant prévus pour faire tourner le satellite pas à pas ou de façon continue autour d'un desdits axes du véhicule. Le système de mesure inertielle pourra entre constitué par des détecteurs inertiels d'écart angulaire autour d'axes quelconques liés au véhicule. Elle pourra en particulier être constituée par des détecteurs inertiels des rotations suivant les quatre arêtes d'une pyramide à base carrée pour assurer une redondance de détection, suivant une disposition comparable à celle décrite dans la demande de brevet n" EN 76 32439 déposée le 27 octobre 1976 par la demanderesse. Grâce à la mise en rotation du véhicule autour d'un axe, on évite l'accumulation des erreurs de mesure dues aux dérives des détecteurs inertiels qui servent à la détection des écarts angulaires autour des axes perpendiculaires à l'axe de rotation. On maintient ainsi,de façon très précise, l'axe de rotation du véhicule dans une direction inertielle de l'espace galactique. Cette rotation sera en général effectuée autour de l'axe du moteur d'apogée, des détecteurs inertiels disposés suivant deux axes perpendiculaires à celui-ci commandant l'orientation de l'axe du moteur.Ces détecteurs peuvent être des gyromètres. Dans le cas ci-dessus on peut considérer que le gyromètre ou les gyromètres constituent une mémoire inertielle destinée à effectuer une mesure d'attitude autour de un ou plusieurs axes. Mais cette mémoire peut également être utilisée comme système de commande par raideur gyroscopique : suivant un autre aspect encore de l'invention, celle-ci propose un dispositif de commande de l'attitude d'un véhicule spatial défini par des axes de roulis, tangage et lacet liés au véhicule, sur une trajectoire orbitale de transfert ou d'injection en orbite géostationnaire, comportant un actuateur inertiel fournissant un moment cinétique susceptible d'être aligné avec l'un desdits axes (généralement perpendiculaire à l'axe de poussée du moteur d'apogée), l'attitude du véhicule spatial étant maintenue d'une part par la rigidité gyroscopique de l'actuateur et, d'autre part, autour du moment cinétique de celui-ci > par une électronique de commande recevant le signal de sortie d'un détecteur angulaire sensible aux rotations autour dudit moment cinétique et commandant la vitesse d'au moins un volant appartenant à l'actuateur ou d'un système à éjection de masse > ledit dispositif comportant un senseur destiné à observer au moins un astre de façon intermittente pendant la rotation du véhicule autour de la direction de moment cinétique de l'actuateur pour permettre de déterminer l'orientation dudit axe de moment cinétique en repère galactique. Llactuateur peut notamment être constitué par un volant unique placé suivant le même axe que le détecteur angulaire (axe perpendiculaire à l'axe de poussée du moteur d'apogée en général) ou par deux roues ou davantage, suivant la disposition décrite dans la demande de brevet n" EN 76 28047 de la société demanderesse, les axes des roues étant encore en général perpendiculaires à l'axe de poussée du moteur. L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit de dispositifs qui en constituent des modes particuliers de réalisation, donnes à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels : - la figure a est un schéma de principe montrant les trajectoires orbitales successives suivies par un satellite au cours de sa mise en orbite géostationnaire, les diverses longueurs n'étant évidemment pas à l'échelles - la figure 2 est un schéma de principe montrant le dispositif de commande d'attitude d'un satellite suivant un premier mode de réalisation - la figure 3 montre schématiquement la disposition des composants du senseur solaire du satellite de la figure 1 - la figure 4 est un schéma de principe de l'électronique de commande - la figure 5, similaire à la figure 2, montre une variante de réalisation du dispositif de commande d'attitude du satellite. La figure 1 illustre la mise en orbite géostationnaire d'un satellite suivant le processus suivant : - à l'aide d'un lanceur, on place le satellite sur une orbite de transfert ai très elliptique dont l'apogée est à 35 600 km d'altitude etlviron et le périgée à quelques centaines de km, dont le plan est incliné sur l'équateur d'un angle qui dépend de la latitude du point de lancement ;; - on commande l'attitude du satellite de telle façon que l'axe Oz de son moteur d'apogée 12 reste dirigé (en axes galactiques) suivant lne direction bien déterminée, faisant avec le plan équatorial terrestre un angle détermine, choisi en fonction de l'incliriaison de l'orbite de transfert et, avec la ligne terre-apogée, un angle qui dépend de l'emplacement de l'orbite à partir duquel se fait l'injection, mais varie entre -300 et 300 en pratique - on allume le moteur d'apogée pendant la phase d'injection, au cours de laquelle il est nécessaire de commander de nouveau l'attitude pour donner une orientation en axes galactiques qui doit varier avec le temps si la durée de combustion est appréciable, ce qui est le cas avec un moteur à liquides ;; - enfin, une fois l'injection en orbite circulaire 13 effectuée, on donne au satellite son attitude à poste. Pour simplifier7 on supposera, dans le cas illustré en figures 2 à 4, que l'attitude du satellite est définie par trois axes qui lui sont liés : - un axe Oz suivant lequel s'exerce la poussée du moteur 12 et qui pourra être, lorsque le satellite est à poste, l'axe de lacet (dirigé nominalement vers le centre de la terre ou une zone déterminée de celle-ci) - un axe de roulis Ox, perpendiculaire au précédent et placé dans le plan de l'orbite lorsque le satellite est à poste, orienté dans le sens de déplacement du satellite ;; - un axe de tangage Oy, perpendiculaire aux deux précédents Le satellite 10 comporte une mémoire inertielle constituée par trois gyromètres intégrateurs 14x, 14 et 142 qui peuvent y être des gyromètres à axe unique à flotteur, respectivement sensibles aux rotations , e et yr w autourautour des axes OxX Oy et Oz, associes à une électronique du genre illustrée en figure 3. Pour amener initialement l'axe Oz dans la direction qu'il doit avoir lors de l'injection, il est nécessaire de disposer d'une référence qui est donnée par visée d'au moins un astre. Dans le mode de réalisation illustré en figure 2, cette référence est fournie par un senseur d'élévation solaire 15 et un senseur 31 qui détermine l'instant de passage de l'horizon terrestre dans son champ de vision. Le senseur solaire 15 montré en figure 3 est d'un type classique. Il comporte un organe détecteur 37 dirigé dans la direction -Ox et placé derrière un diaphragme 17 percé de deux fentes 18 et 19 parallèles au plan Oyz, mais non parallèles entre elles0 Ainsi, l'intervalle de temps qui s'écoule entre les signaux fournis par le senseur lors de son illumination à travers une fente, puis l'autre, est une fonction simple de la vitesse de rotation du satellite autour de l'axe Oz et de l'élévation du soleil par rapport à l'axe Oz. Ce senseur permet également de recaler périodiquement le gyromètre 142. On sait que, si certains types d'erreurs auxquels sont soumis les gyromètres se compensent statistiquement, par contre d'autres sont cumulatives si le gyromètre est maintenu dans la même orientation inertielle. Pour éviter l'accumulation, dans le cas des gyromètres 14 et 14x- > des termes de dérive non identifiés donc non recalés périodiquement, le satellite comporte une électronique 16 permettant de modifier leur orientation dans l'espace galactique dans le temps au cours de la commande d'attitude sur orbite de transfert. L'électronique 16 montrée schématiquement en figure 4 comporte, associée au gyromètre 14z, une chaîne constituée par un réseau de filtrage 17 (réseau PID en général), une logique à seuils 18 et un circuit 20 de commande de deux tuyères 19a et 19b qui assurent la rotation du satellite autour de l'axe Oz dans le sens désiré.Cette chaste reçoit le signal de sortie du gyromètre 14z qui est muni d'un moteur couple 21 de commande forcée de dérive qui est alimenté sous le contre d'un séquenceur 22 et d'un registre 23 bans le cas où le changement d'orien- tation autour de l'axe Oz s'effectue pas à pas0 Le séquenceur fixe la périodicité et la durée des changements d'orientation autour de Oz. Le registre 23 détermine la vitesse de dérive. Les gyromètres lox et 14 sont associés à des channes similaires, commandant respectivement des couples de tuyères 24a-24b et 25a-25b. Afin de corriger la direction de l'axe Oz dans l'espace galactique, des moteurs couples 26 et 27 permettent de commander la dérive des gyromètres 14x et 14XS à une vitesse déterminée par le contenu d'un registre 28, après réception d'un ordre de télécommande et validation par un circuit 3associé au senseur solaire 15,pour une orientation déterminée autour de l'axe Oz. Le satellite montré en figure 2 comporte également un senseur infrarouge d'horizon terrestre 31 qui est utilisé pour la commande d'attitude du satellite placé à poste sur l'orbite géostationnaire 13 et, dans ce but, est orienté suivant l'axe de lacet. Pour permettre son utilisation en orbite de transfert Il pour obtenir un signal supplémentaire de calage initial de l'axe Oz, un miroir de renvoi 32, plan ou de forme telle qu'il élargisse le champ de vision du senseur autour d'un axe, est placé devant le senseur 31 pendant le lancement, la mise en orbite de transfert et jusqu'à l'injection. Un système (non représenté) d'effacement du. miroir replie celui-ci à réception d'une télécommande une fois le satellite en orbite géostation faire Un tel dispositif permet d'effectuer la commande d'attitude du satellite sur l'obite de transfert il de la façon suivante Le satellite amené par le lanceur sur l'orbite de transfert 11, dans une orientation non déterminée précisement et de plus pouvant présenter des mouvements de rotation quelconques7 doit d'abord être commandé de façon à placer l'axe Oz dans l'orientation convenable, ctest-à-dire entre amené de l'attitude montrée en lo à celle montrée en îOa sur la figure 1. Lors de la première rotation du satellite autour de l'axe Oz, commandée par le séquenceur 22 et qui amène le senseur solaire 15 à fournir deux signaux successifs représentant le passage du soleil dans son champ de vision, ces deux signaux sont transmis à une station de commande terrestre. De même, lors du passage de la terre dans le champ de vision du senseur terrestre 31 (qui a en général un champ de vision de 10 à 20 environ sur une circoniérence complète), un signal est recueilli et transmis à la stationde contre terrestre 33 par un émetteur-récepteur embarqué 29.Ces données, combinées à des données astronomiques en mémoire et aux caractéristiques de l'orbite de transfert, reconstituées depuis le sol, permettent de calculer l'attitude de l'axe Oz du satellite par rapport à des axes galactiques. Les modifications d'orientation à imposer au satellite à l'aide des tuyères 24ç1-24b et 25a-25b lorsqu'elles se trouvent dans une orientation déterminée sont également calculées. Les signaux de commande correspondants sont adressés depuis la station terrestre 33 sous forme dtimpulsions de dérive à imposer à l'un et/ou à autre des gyromètres 14x et 14 à l'instant de la détection de la présence du soleil à l'alignement d'une des fentes,18 par exemple, du senseur solaire 15. Les signaux correspondants sont mnorisés dans le registre 28.Lors de la rotation suivante autour de l'axe Oz, imposée par le séquenceur 22 (qui transmet la dérive de consigne mémorisée dans le registre 23 au circuit de commande du moteur couple 21), qui provoque le passage du soleil au droit de la fente 18, la transmission du contenu du registre 28 aux circuits de commande des moteurs couples 26 et 27 est validée par application d'un signal provenant du circuit 3t! sur l'entrée 34 du registre. La dérive ainsi commandée est ex-cutée par l'une et/ou l'autre des channes de commande associées aux gyromètres 14X et 141~. Le séquenceur 22 et le registre 23 sont avantageusement prévus pour provoquer périodiquement, par exemple chaque demiheure, une rotation déterminée autour de l'axe Oz. Pour minimiser les variations de température aux différents points du satellite et aussi,par exemple, pour maintenir le plus longtemps possibles des panneaux solaires orientés vers le soleil, il peut entre intéressant de changer périodiquement l'orientation du satellite autour de l'axe Oz de 180 c'est-à-dire de l'amener de l'orien- station montrée en îOa à celle montrée en lob sur la figure 1. I1 faut encore remarquer que des moments faibles suffisent pour commander attitude du satellite placé sur son orbite de transfert. On pourra donc utiliser des micro-tuyères 19a-19b > 24a-24b, 25a-25b qui seront, une fois le satellite installé à poste, également utilisées pour le pilotage. Ces micro-tuyères peuvent naturellément utiliser le même combustible liquide que le moteur d'apogée et entre alimentées à partir des mimes réservoirs. On peut également adopter, au lieu de tuyères, des organes agissant par interaction avec le champ magnétique terrestre, bien que cette solution soit généralement moins avantageuse. Lors de la phase d'injectionS qui peut durer plusieurs dizaines de minutes lorsqu'elle est effectuée par un moteur à liquides à faible poussée, une électronique très similaire à celle montrée en figure 4 peut être utilisée. Nais il faut évidemment que les tuyères permettent d'appliquer au satellite des moments beaucoup plus importants que dans le cas précédent. Pour cela, on sera généralement amené à prévoir un second jeu de tuyères, présentant une disposition analogue à celle de la figure 2, mais placée, et orientées de façon à fournir un moment maximum et/ou une poussée unitaire plus forte. Ces tuyères peuvent également être alimentées à partir du meme réservoir que le moteur d'apogée. Dans la variante de réalisation illustrée en figure 5, le dispositif comporte encore des tuyères analogues à celles montrées en figure 2, mais non représentées. Ces tuyères ne sont destinées qu'au centrale pendant la phase de propulsion par le moteur d'apogée. Pendant la phase qui précède la phase de propulsion par le moteur d'apogée, l'orientation du satellite autour de l'axe Oy est assurée de façon active par commande de la vitesse d'un volant 35 en fonction des signaux reçus d'un gyromètre sensible au mouvement du satellite autour de l'axe de roue, tandis que, suivant les deux autres axes > le maintien d'attitude est réalisé grâce à la raideur gyroscopique du volant dont l'axe est confondu avec l'axe 0y. La modification d'attitude autour de l'axe Oy s'effectue en imposant une dérive au gyromètre 14y qui se traduit par une commande des couples ou des vitesses imposés au moteur 36 du volant 35, lorsque cela est nécessaire pour effectuer une correction. La détermination de l'orientation initiale de l'axe Oy en repère galactique sera obtenue, lors de la rotation commandée du satellite autour de l'axe du volant, à partir de signaux provenant de senseurs identiques à ceux définis dans la description du premier système, mais positionnés différemment sur le satellite. Le recalage du détecteur inertiel, autour de l'axe Oy, est obtenu au moyen d'un senseur solaire ou terrestre fournissant une détection continue pendant la phase de propulsion du moteur d'apogée ou une détection initiale pour une position particulière du satellite autour de l'axe Oy, L'invention ne se limite pas aux modes particuliers de réalisation décrits ci-dessus à titre d'exempl.En particulier, les senseurs peuvent être d'un type différent de ceux qui ont été envisagés. Par exemple, ils peuvent être remplacés par deux senseurs d'albedo à détection dans un grand champ latéral et placés l'un par rapport à l'autre de façon à permettre la détermination de l'élévation terre et de l'élévation solaire à partir de la mesure du temps entre les instants de détection de la terre et du soleil par l'un,puis par l'autre des senseurs. D'autres types de mémoire inertielle que celle envisagée ci-dessus peuvent entre utilisés I1 va sans dire que de telles variantes, ainsi plus généralement que toutes celles restant dans le cadre des équivalences, sont couvertes par le présent brevet, REVENDICADIONS 1. Procédé de commande d'attitude de véhicule spatial, placé sur une trajectoire orbitale de transfert ou d'injection, caractérisé en ce qu'on stabilise le véhicule de façon active autour d'axes de roulis, tangage et lacet par référence à une mémoire d'attitude inertielle, par échange de moments cinétiques entre le corps du véhicule et au moins une roue à inertie qu'il porte et/ou par application de moments externes, dans une attitude pour laquelle l'axe de poussée du moteur d'apogée se trouve dans l'orientation convenable par rapport à la trajectoire orbitale. 2. Dispositif de commande d'attitude de véhicule spatial placé sur une trajectoire orbitale, le véhicule étant défini par trois axes orthogonaux qui lui sont liés et étant muni d'un système de mémoire inertielle fournissant un signal représentatif de l'écart angulaire autour d'au moins deux des axes par rapport à une référence et des moyens de changement d'attitude du corps du satellite par échange de moments internes ou par application de moments externes, caractérisé en ce que des moyens sont prévus pour faire tourner le satellite pas à pas ou de façon continue autour d'un desdits axes, qui est avantageusement celui du moteur d'apogée du véhicule, et perpendiculaire à deux axes ou à ceux des deux axes qui sont pourvus d'une détection angulaire. 3. Dispositif de commande d'attitude de véhicule spatial défini par des axes de roulis, tangage et lacet liés au véhicule, sur une trajectoire orbitale de transfert ou d'injection en orbite géostationnaire, comportant un actuateur inertiel fournissant un moment cinétique susceptible d'etre aligné avec l'un desdits axes (généralement perpendiculaire à l'axe de poussée du moteur d'apogée), l'attitude du véhicule spatial étant maintenue d'une part par la rigidité gyroscopique de l'actuateur et, d'autre part, autour du moment cinétique de celui-ci, caractérisé en ce qu'une électronique de commande reçoit le signal de sortie d'un détecteur angulaire sensible aux rotations autour dudit moment cinétique et commande la vitesse d'au moins un volant appartenant à l'actuateur ou d'un système d'éjection de masse, ledit dispositif comportant un senseur destiné à observer au moins un astre de façon intermittente pendant la rotation du véhicule autour de la direction de moment cinétique de l'actuateur pour permettre de déterminer l'orientation dudit axe de moment cinétique en repère galactique et, en conséquence, celle de l'axe de poussée du moteur d'apogée. 4. Dispositif suivant la revendication 3, caractérisé en ce que l'actuateur est constitué par un volant unique placésur le même axe qu'un détecteur angulaire, axe avantageusement perpendiculaire à l'axe de poussée du moteur d'apogée, ou par deux roues ou davantage dont les axes sont avantageusement placés de manière à pouvoir fournir un moment cinétique perpendiculaire à l'axe de poussée du moteur d'apogée. 5. Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 2, 3 et 4, caractérisé en ce qu'il comporte trois gyromètres disposés suivant trois axes orthogonaux. 6. Dispositif suivant lune quelconque des revendications 2, 3 et A, caractérisé en ce qu'il comporte quatre gyromètres disposés suivant quatre arêtes d'une pyramide à base carrée pour assurer une redondance de détection. 7. Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que le système de mémoire inertielle comporte des détecteurs disposés suivant les trois axes orthogonaux et munis chacun d'un organe de dérive imposée, lesdits détecteurs inertiels étant recalés périodiquement par télécommande de dérive lorsque les axes du véhicuie p;ir;sent dans une orientation déterminée de l'espace galactique autour de l'axe de rotation. 8. Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 2 à 7, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un senseur solaire et un senseur d'horizon ou au moins un senseur d'albedo terrestre. 9. Dispositif suivant la revendication 8, caractérisé par des moyens permettant de donner à un ou des senseurs un champ de vision différent en orbite de transfert et en orbite géosta tionnaire, l'axe de poussée du moteur d'apogée étant orienté suivant une direction autre que l'axe de roulis sur l'orbite géostationnaire.