La présente invention concerne la commande d'attitude pour les satellites placés sur une orbite à faible inclinaison et faisant l'objet d'une stabilisation par inertie à l'aide d'un volant tournant autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage. L'invention porte plus particulièrernent sur-la commande des mouvements par rapport aux axes de roulis et de lacet par la création automatique de couples magnétiques, à l'aide d'un dispositif fonctionnant en boucle fermée. Un satellite stabilisé placé en orbite doit comporter des moyens permettant de modifier son attitude lorsqu'il présente un écart par rapport à l'orientation désirée, c'est-àdire lorsqu'il présente un écart de position par rapport à son orbite. L'application de couples magnétiques aux satellites stabilisés par double rotation est un procédé connu dans l'art antérieur. Les dispositifs d'application de couples magnétiques utilisent un champ magnétique qui est engendré par des moteurs, comme par exemple des bobines ou des électro-aimants parcourus par un courant, de façon à provoquer une interaction avec le champ magnétique terrestre, afin d'engendrer un couple de réaction. Ce couple de réaction provoque un décalage de l'axe de référence du satellite d'une quantité proportionnelle à la durée d'application du couple, et à la valeur du flux magnétique, comme il est connu. le brevet des E.U.A NO 3 429 524 décrit un dispositif en boucle fermée permettant de commander l'attitude d'un satellite ne comportant qu'un seul volant qui est mont sur un axe coïncidant avec l'axe de tangage du satellite. Le dispositif décrit dans ce brevet réalise une commande des mouvements de roulis et de lacet grâce à des moyens de manoeuvre électromagré- tiques qui comprennent trois bobines mutuellenent perpendiculai res, qui engendrent de couples magnétiques, et qui sont associé avec un magraétomètre à trois axes, et des détecteurs d'erreur de roulis et de lacet. le magnétomètre à trois axes est utilisé pour mesurer les composantes du champ magnétique terrestre selon les trois axes principaux du véhicule. le détecteur d'attitude relatif à l'axe de roulis est un capteur d'horizon infrarouge, et si ce détecteur reconnaît une erreur de roulis, un couple de correction est engendré selon l'axe de lacet, en alimentant en courant les bobines relatives aux axes de tangage et de roulis. De façon similaire, si le détecteur d'attitude de lacet détecte une erreur de lacet, un couple de correction est engendré par rapport à l'axe de roulis, en alimentant en courant les bobines relatives aux axes de tangage et de lacet.Dans les deux cas, on utilise des calculateurs embarqués, un pour chacun des trois axes du satellite, qui fpnctionnent sous la commande conjointe du capteur infrarouge, du détecteur d'erreur de lacet et du magnétomètre à trois axes, pour engendrer les courants qui font apparaitre les champs magnétiques dans les bobines qui créent leu couples. Le brevet des B.U.A. N 3 834 653 décrit un autre dispositif en boucle fermée qui est destiné à annuler les erreurs de roulis et de lacet d'un satellite en orbite,stabilisé par inertie,à l'aide d'un volant tournant autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage. Dans le dispositif en boucle fermée qui est décrit dans ce brevet, le seul paramètre de commande d'entrée est constitué par l'erreur de roulis détectée. le dispositif utilise les propriétés gyroscopiques du satellite pour éviter l'utilisation d'un détecteur de lacet, et l'application d'un couple de correction par rapport à l'axe de roulis, en réponse à une stimulation indépendante provenant du détecteur de lacet.Un dipole magnétique orienté le long de l'axe de roulis, pour un satellite en orbite synchrone ou à faible inclinaison, réagit avec le champ magnétique primaire, qui est perpendiculaire au plan de l'orbite, de façon à engendrer un couple magnétique de commande par rapport à l'axe de lacet, lorsque l'écart d'attitude selon l'axe de roulis dépasse un seuil prédéterminé. tes détecteurs d'attitude, combinés avec des circuits logiques électroniques,alimentent le dipôle avec des courants de sens et de niveau appropriés, pour produire le couple nécessaire à la correction de l'attitude du satellite. Du fait du couplage gyroscopique entre les axes de roulis et de lacet, le couple de commande provoque une précession par rapport à l'axe de roulis qui annule les erreurs de roulis. Ainsi, le moteur magnétique qui engendre le couple de commande réduit l'erreur de roulis et, du fait du couplage gyroscopique, agit indirectement sur l'erreur de lacet. On sait que lorsqu' un véhicule spatial est orienté par rapport à la terre, il est impossible de détecter les erreurs de lacet à l'aide de capteursutilisant la terre comme référence. De plus, dans un tel véhicule spatial stabilisé par inertie, les erreurs de roulis et de lacet s'éehanCent continuellement de façon sinusoidale au bout d'un quart d'orbite environ. à cause de la rigidité inertielle du vecteur correspondant au moment de rotation. Dans le dispositif qui est décrit~dans le brevet des B;U.A. N 3 834 653, mentionné précédemment, onsétablit généralement une valeur de seuil pour l'erreur de roulis, de façon que le dipôle magnétique ne soit alimenté que lorsque l'erreur de roulis dépasse la valeur de seuil. lorsque l'erreur de roulis est annulée, le moteur magnétique est coupé. Pour améliorer la précision de commande d'attitude pour un véhicule-spatial stabilisé par inertie et se déplaçant sur une orbite à faible inclinaison, on doit diminuer le seuil d'application du couple de correction de roulis, lorsqu'on utilise ce dispositif.Bien que la diminution du seuil d'erreur de roulis augmente apparemment la précision de la commande d'attitude en ce qui concerne le roulis, cette diminution réduit l'amortissement de lace qui procure la commande indirecte du mouvement de lacet, mentionnée précédemment. Cette diminution de l'amortissement de lacet peut faire apparattre un mouvement de lacet important, et peut meme dégrader les performances en ce qui concerne le roulis, du fait de la perturbation supplémentaire qui est introduite dans l'erreur de roulis par le couplage gyroscopique d'une erreur de lacet de forte valeur. I1 -est donc nécessaire de disposer d'un dispositif permettant de réduire directement les erreurs de roulis et de lacet, afin d'améliorer la précision de la commande d'attitude, en l'absence de détecteur de lacet. Un tel dispositif doit comporter un moteur engendrant un couple. de roulis à partir d'une stimulation indépendante, afin d'éliminer les inconvé nients mentionnés précédemment des dispositifs connus. L'invention consiste en un dispositif de commande en boucle fermée permettant d'aligner sur la normale à l'orbite l'axe de tangage d'un satellite stabilisé par inertie et se déplaçant sur une orbite à faible inclinaison. le dispositif comporte un moteur magnétique qui est alimenté par des courants de polarité et de niveau appropriés, pour engendrer les couples nécessaires à la réduction directe des erreurs de roulis et de lacet. Un capteur engendre des signaux qui ne sont proportionnels qu'à l'erreur de roulis du satellite. les signaux de sorte du capteur sont appliqués à un détecteur de seuil, dans lequel ils sont comparés avec un seuil d'application du couple de commande. lorsque le seuil, qui peut être nul, est dépassé, un signal approprié est appliqué à un dispositif d'application d'un couple, comprenant un moteur magnétique, pour produire le flux magnétique correspondant au couple désiré, et corriger ainsi l'erreur de roulis. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, le dispositif d'application d'un couple eEt orienté de façon à être aligné sur un axe qui est perpendiculaire à l'axe de tangage du véhicule, qui est contenu dans le plan roulis/lacet, et qui fait un angle d'azimut prédéterminé par rapport à l'axe de roulis. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un exemple de réalisation et en se référant aux dessins annexés sur lesquels La figure la est une représentation schématique d'un satellite montrant la position des troix axes de celui-ci par rapport au vecteur correspondant au moment de rotation; La figure lb est un schéma montrant la position des axes d'inertie, par rapport à la normale à l'orbite; Ta figure 2 représente la projection de la trajectoire de l'axe de tangage dans le plan orbital local roulisflacet, en présence d'une commande roulis/lacet, pour un dipode magnétique orienté le ho de l'axe de roulis;; La figure 3 représente la projection de la tradeet ire de l'axe de tangage dans le plan orbital local roulîsïicet, en présence d'une commande roulis/lacet,pour un dipôle magnétique orienté dans le plan roulis/lacet; La figure 4 est un schéma synoptique d'un dispositif de commande roulis/lacet, en boucle fermée, correspondant à Wl mode de réalisation de l'invention; et La figure 5 est un schéma montrant ~5es relations vectorielles qui interviennent dans le dispositif de commande d'attitude de l'invention. La figure 1 représente un corps 10 qui peut être un satellite ou un véhicule spatial ayant n'importe quelle forme désirée. Trois axes X, Y et Z, portant les références 14, 16, 18, partent du centre de masure 12 du satellite, et correspondent respectivement aux axes que l'on appelle habituellement axe de lacet, axe de roulis A et axe de tangage. Trois vecteurs unitaires de référence r, t et n portent respectivement les références 15, 17 et 19, et sont relatifs à la position locale considérée sur l'orbite. Chaque vecteur unitaire est aligné avec l'un des trois axes du corps du satellite, lorsque celui-ci se trouve dans son orientation nominale par rapport à son orbite.Dans ces conditions, le vecteur unitaire r 15 est A aligné avec l'axe nominal de lacet 14, le vecteur unitaire t 17 est aligné avec l'axe nominal de roulis 16, et le vecteur unitaire n 19, qui est dirigé le long de la normale positive à l'or- bite, est aligné avec l'axe de tangage 18. L'axe de tangage (Z) qui porte la référence 18 correspond à la direction du satellite 10 qui est colinéaire au vecteur de moment de rotation total t 21, et à la normale au plan de l'orbite, lorsque le satellite 10 se trouve dans l'orientation nominale correspondant à sa mission. l'axe de tangage 18 est parallèle à l'axe autour duquel tourne un volant (non représenté). La convention de signe adoptée est telle que l'axe de tangage 18 représenté sur la figure 1 est positif et est dirigé dans la direction du vecteur de moment de rotation positif 21. Ainsi, conformément à la convention classique, le moment de rotation du satellite 10 est équivalent à une rotation à gauche du corps 10, autour de l'axe de tangage. Les axes de roulis et de lacet 14 et 16 sont mutuellement perpendiculaires et orthogonaux à l'axe de tangage. le système d'axes qui vient d'être défini et qui est utilisé isi conform.é- ment à la convention habituelle, correspond à une rotation à droite dans l'ordre X-Y-Z. L'axe Z 18 sera constamment appelé ci-après axe de tangage, ou axe de rotation. 'axe Z est parallèle à l'axe de rotation du volant d'inertie (non représenté). Pour la description d'un mode de réalisation de l'inven tion, on supposera que le vecteur de moment de rotation t est colinéaire à l'axe de tangage 18. On supposera en outre que l'axe de tangage est perpendiculaire au plan de l'orbite du satellite. Un satellite en orbite qui possède un certain moment de rotation peut être orienté de façon à ce que la direction qui est définie par le vecteur de moment de rotation t (figure 1) soit alignée -avec la normale à l'orbite. Selon l'invention, cette orientation peut être réalisée à l'aide de moyens automa tiques comprenant des moteurs classiques, des capteurs et des circuits logiques électroniques, formant une boucle fermée, sans avoir recours à des ordres provenant du sol. Le sehéma de la figure lb représente plusieurs paramè tres utilisés dans la description ci-après d'un mode de réalisa tion de l'invention. les axes X, Y et Z, considérés précédemment en relation avec la figure la, sont représentés dans leurs positions respectives sur la figure lb,et on notera que ces axes sont identiques à ceux décrits précédemment. Le vecteur vertical local, ou direction 22a,est colinéaire à la direction de référence désirée, selon laquelle on désire orienter l'axe de lacet 14 du satellite. Le vecteur 24a désigne la direction perpendiculaire au plan de l'orbite du satellite. La ligne 26a représente la position de l'axe de lacet dans le cas où le satellite présente un axe de lacet'peut un angle de roulis , mais un angle de tangage ep nul par rapport aux coordonnées orbitales 22a, 24a et 23a.De façon similaire, la ligne 28a représente la position de l'axe de roulis, lorsque le satellite présente un angle de lacet y et un angle de roulis /, mais un angledetsngage ep nul. les angles qui sont formés par les différents vecteurs et les différentes directions sont défini de la façon suivante est l'angle d'erreur de tangage du satellite, c'est-s-dire l'angle entre l'axe de lacet et le plan formé par l'axe de tangage et la verticale locale 22a; est l'angle d'erreur de roulis du satellite, c'est-à-dire l'angle entre l'axe de tangage et le plan formé par la normale à l'orbite 24a, et le vecteur vitesse 23a; ; y est l'angle d'erreur de lacet du satellite, c'est-à-dire l'angle entre la normale à l'orbite 24a et le plan défini par l'axe de tangage 18 et la verticale locale 22a. L'invention est basée sur les propriétés d'un satellite en rotation, qui constitue essentiellement un gyroscope. l'une des propriétés d'un satellite stabilisé de façon gyroscopique réside en ce que la direction dans l'espace de son axe de rotation ne peut pas se déplacer, sauf en cas d'application intentionnelle d'un couple. Du fait que l'angle de roulis et l'angle de tangage s'échangent de façon sinusoïdale tout le long de l'orbite pour un tel satellite stabilisé par rotation, la position de axe de rotation est définie sans ambiguité, sans nécessiter une mesure directé de l'angle de lacet, qui est la plus difficile pour un satellite orienté par rapport à la terre. Selon l'invention, l'erreur de roulis constitue le seul paramètre d'entrée de commande du dispositif fonctionnant en boucle fermée, comme il est décrit ci-après. On se reportera maintenant à la figure 2 qui représente la trajectoire décrite par la projection du vecteur de moment de rotation du satellite, dans le plan nominal roulis/lacet. En l'absence de couples perturbateurs, le vecteur de moment de rotation est perpendiculaire au plan nominal roulis/lacet, et il n'existe donc pas de projection de ce vecteur dans ce plan. Cependant, du fait des couples perturbateurs produits par la pression solaire, le gradient de gravité, ou les dipôles magnétiques résiduels du satellite, agisant seuls ou en combinaison, le vecteur de moment de rotation subit une précession à partir de sa position normale au plan nominal roulis/lacet, ce qui fait apparaître des erreurs de roulis et de lacet pour le satellite. La projection dans le plan nominal roulis/lacet du vecteur de moment de rotation qui est soumis à la précession correspond à la trajectoire désignée par la référence 25. En l'absence de couples de commande, cette trajectoire est une spirale de rayon continuellement croissant. La figure 2 ne représente qu'une partie de cette spirale. Trois seuils d'erreur de roulis, désignés par les références -1 (30), -/2 (32), et -ss3 (34), sont représentés sur la figure 2 pour illustrer l'effet sur l'erreur de roulis et l'erreur de lacet d'un couple magnétique qui est engendré par un dipôle orienté parallèlement à l'axe de roulis, et créai. de façon nominale un couple de lacet. les seuils representent la valeur de l'erreur de roulis, en degrés, que peut présenter le satellite avant l'application du couple magnétique. Lorsque le seuil correspond au niveau 30, le couple magnétique qui est appliqué par le dipôle orienté parallèlement à l'axe de roulis a pour effet de diminuer à la fois l'erreur de roulis et l'erreur de lacet, comme il est indiqué par la trajectoire 38. lorsqu le seuil est abaissé au niveau 32, le couple magnétique a encore pour effet de diminuer à la fois l'erreur de roulis et l'erreur de lacet, comme il est indiqué par la trajectoire 40, mais la diminution de ces deux erreurs est inférieure à celle qui se produit lorsque le seuil est fixé au niveau 30.Si le seuil de roulis subit une nouvelle diminution qui l'amène au niveau 34, le couple magnétique a pour effet de diminuer l'erreur de roulis mais d'augmenter l'erreur de lacet, comme il est indiqué par la trajectoire 42. Ainsi, lorsque le moteur qui crée le couple magnétique est orienté parallèlement à l'axe de roulis, la diminution du seuil de roulis peut produire une augmentation de l'erreur de lacet qui peut finalement dégrader les performances en roulis, à cause des perturbations supplémentaires qui sont introduites dans le mouvement de roulis par le couplage gyroscopique d'erreurs de lacet de forte valeur. On considèrera maintenant la figure 3 qui représente également la projection du vecteur de moment de rotation du satellite dans le plan nominal roulis/lacet, en présence de couples perturbateurs. La trajectoire 50 qui est décrite par la projection de ce vecteur est une spirale et est représentée de la même manière que la trajectoire 36 de la figure 2, pour permettre la comparaison. Sur la figure 3, les seuils de l'erreur de roulis -1 (44)J -ss2 (46), -/3 (48), sont également identiques aux seuils 30, 32 et 34, respectivement de la figure2. Selon l'invention, un moteur magnétique est oriente dans le satellite de façon à produire un dipôle magnétique perpendiculaire à l'axe de tangage du satellite, et se trouvant dans le plan formé par les axes de roulis et de lacet. Dans ce plan, le dipôle est orienté de façon à faire un angle d1azimut prédéterminé par rapport à l'axe de roulis L'effet de cette orientation du dipôle magnétique apparait en examinant la figure 3 pour les différents seuils de roulis, et en comparant l'action du couple magnétique avec cel,é qui es7; reprJsentée à la figure 2 pour le même seuil. Lorsque le seuil d'erreur de roulis est fixé au niveau 44, l'effet du couple magnétique engendré par le dipôle incliné est représenté par la trajectoire 52.En comparant la trajectoire 52 de la figure 3 avec la trajectoire 38 de la figure 2, on voit que, pour le même seuil de roulis (-ss1) le dipôle incliné produit une diminution des erreurs de roulis et de lacet qui est beaucoup plus importante que celle produite par le dipôle magnétique orienté parallèlement à l'axe de roulis. De meme,pour les seuils de roulis et et -3, la comparaison des figures 2 et 3 montre que la compensation procurée par le dipôle décalé (trajectoires 54 et 56) est meilleure, pour l'erreur de roulis comme pour terreur de lacet, que celle procurée par le dipôle orienté parallèlement à l'axe de roulis.On notera que lorsque le seuil est réduit à la valeur -13, le dipôle incliné procure une diminution simultanée des erreurs de roulis et de lacet (trajectoire 56), tandis que le dipôle orienté parallèlement à l'axe de roulis produit une divergence de lterreur.de lacet (trajectoire 42 sur la figure 2). Ainsi, l'inclinaison du dipôle de commande dans le plan roulis/lacet permet de diminuer le seuil de roulis, et même de l'annuler, et permet une commande plus précise de 1'atti- tude du satellite, par rapport au dipôle orienté parallèlement à Itaxe de roulis On se reportera maintenant à la figure 4 qui représente un schéma synoptique d'un mode de réalisation de l'invention. Un capteur d'attitude, comme par exemple un capteur d'horizon 60, est placé de façon appropriée sur le satellite 10, de façon à être sensible à l'énergie provenant de la surface de la terre. Ce capteur d'attitude peut etre disposé de n importe quelle manière connue appropriée On utilise généralement une paire de détecteurs disposés en V qui demeurent pointés sur l'horizon. les circuits électroniques 62 qui son associés au capteur d'horizon 60 reçoivent le signal de sortie de ce capteur et engendrent en réponse un signal proportionnel à l'erreur de roulis du satellite. Comme il a été indiqué précédemment, l'erreur da roulis du satellite représente Te décalage entre le vecteur de moment de rotation , et le plan formé par le vecteur vitesse et la normale à l'orbite (figure lob). Selon le mode de réalisation particulier du capteur d'horizon 60 et/ou des circuits électroniques associés 62, le signal de sortie de ces circuits électroniques peut être consitué par un signal analogique ou par des mots numériques. le signal de sortie des circuits électroniques 62 est filtré par un filtre analogique ou numérique 64, pour atténuer le bruit. Le détecteur de seuil 66 effectue une comparaison entre le signal de sortie filtré et un niveau de seuil donné. Ce niveau de seuil dépend de la précision nécessaire pour l'attitude du satellite. Dans certaines applications, il peut même être nécessaire de fixer le seuil à zéro. le détecteur de seuil 66 est de structure classique et comporte des circuits qui engendrent et maintiennent un signal de sortie lorsque l'erreur de roulis dépasse le seuil donné. Le signal de sortie du détecteur 66 demeure présent jusqu'à ce que l'erreur de roulis change de signe. Ce changement de signe indique que le couple de commande engendré par le moteur 74 a réduit au minimum l'erreur de roulis.Si l'erreur de roulis est supérieure au niveau de seuil donné, le sens du dipôle magnétique qui est créé par le moteur de commande 74 est déterminé par le détecteur de sens d'erreur 68. le sens de l'erreur qui est indiqué par le détecteur 68 détermine le sens du courant qui doit circuler dans le moteur magnétique pour produire le couple de commande désiré. Par exemple, lorsque le capteur d'horizon 60 est constitué par une paire de détecteurs montés en V, le detecteur de sens d'erreur 68 indique lequel des signaux de sortie du capteur précède l'autre, ce qui indique le sens de l'erreur de roulis. Pour ce type de capteur d'horizon, le détecteur de sens d'erreur 68 est constitué par un détecteur de phase approprié, qui compare les deux signaux de sortie du capteur. Le circuit logique 70 reçoit les signaux de sortie du détecteur de seuil 66 et du détecteur de sens d'erreur 68, et indique au circuit d'attaque 72 la polarité et le niveau du courant avec lequel doit être alimenté le moteur 74, pour réduire au minimum l'erreur de roulis. Le circuit d'attaque 72 est généralement constitué par une source de courant ou de tenait, et, en réponse aux signaux provenant du circuit logique 70, détermine la polarité du courant qui doit être appliqué au moteur magnétique 74.Le moteur magnétisue 74 peut être constitua par un seul élément, comme par exe'9ie wìe bobine ou un élecTro- aimant à circuit magnétique à air ou, pour des considérations de montage, peut être constitué par un réseau d'éléments produisant des dipôles magnétiques dont la somme vectorielle correspond à un dipôle ayant la valeur et la direction voulues. Le sens du courant circulant dans le moteur magnétique 74 est donc déterminé par le sens du signal d'erreur de roulis filtré. le diagramme de la figure 5 représente sous une autre forme la relation vectorielle entre les différentes forces et les différents couples qui interviennent dans un satellite utilisant l'invention. Ce diagramme représente un satellite 10 qui se déplace sur une orbite synchrone 80 autour de la terre 82. Cette orbite est approximativement équatoriale. Lorsqu'un satellite se trouve à l'altitude synchrone, le champ magnétique terrestre B est pratiquement parallèle à la normale à l'orbite. Le moteur magnétique 74 qui est placé dans le satellite perpendiculairement à l'axe de tangage, dans le plan roulis/lacet, engendre un dipôle magnétique dont les composantes sont orientées soit dans la direction positive de l'axe de roulis et dans la direction négative de l'axe de lacet, soit dans la direction négative de l'axe de roulis et dans la direction positive de l'axe de lacet, dans le système de coordonnées représenté. L'interaction entre le champ magnétique terrestre et le dipôle magnétique ayant les composantes indiquées ci-dessus fait apparaître des couples magnétiques de commande qui sont dirigés soit selon les directions positives des axes de roulis et de lacet, soit selon les directions négatives de ces axes et qui sont utilisés pour réduire les erreurs de roulis et de lacet du satellite. En utilisant un modèle mathématique, on a calculé à I l'aide d'un volant tournent autour de l'axe de tangage. Dans ce modèle mathématique, on utilise comme paramètres d'entrée le champ magnétique terrestre, la configuration de l'orbite, les diffé- rents couples perturbateurs auxquels le satellite est soumis, et le moment d'inertie du satellite. lies couples perturbateurs peuvent provenir de la pression solaire, du gradient de gravité. ou de dipôles magnetiquesrésidueS du satellite agissant séparément ou en combinaison. On peut tenir compte de ces couples perturbateurs en définissant les caractéristiques de surface et de masse du satellite, pour représenter l'effet des couples dûs respectivement à la pression solaire et au gradient de gravité, et en définissant une composante de dipôle magnétique selon chaque axe du satellite,pour représenter l'effet des couples dûs aux dipôles magnétiques résiduels. On introduit ensuite dans le modèle mathématique le dipôle incliné et ses différentes orientations. On fait varier l'intensité et la direction de ce dipôle pour déterminer la meilleure orientation possible dans le plan roulis/lacet. Ce modèle mathématique montre que, pour ce satellite particulier, stabilisé par inertie (volant en rotation autour de l'axe de tangage), et pour la mission considérée, le seuil de roulis peut être fixé à 0,02 degré, la valeur du dipôle doit être de 90,0 Atm2, et le dipôle doit être orienté dans le plan roulis/lacet de façon à faire un angle de 700 par rapport à la direction positive de l'axe de roulis, vers la direction négative de l'axe de lacet. Bien entendu diverses modifications peuvent être apportées par l'homme de l'art aux. dispositifs ou procédés qui viennent d'être décrits uniquement à titre d'exemples non limitatifs sans sortir du cadre de l'invention. REVRZ9ICdTIONS 1. Dispositif d'application d'un couple magnétique, fonctionnant en boucle fermée, destiné à être appliqué à un satellite en orbite à faible inclinaison stabilisé par inertie, à l'aide d'un volant tournant autour d'un axe parallèle à l'axe de tangage, pour réduire automatiquement l'erreur de roulis et l'erreur de lacet de ce satellite, et donner ainsi l'attitude désirée à l'axe de tangage, cet axe de tangage étant colinéaire au vecteur de moment de rotation du satellite; ce dispositif comportant une boucle fermée comprenant (a) un détecteur d'er- reur de roulis qui engendre un signal de sortie représentant un écart de l'axe de tangage par rapport à l'attitude désirée, (b) un dispositif d'application d'un couple magnétique, orienté dans le satellite de façon à produire un dipôle mangétique,(c) des moyens de détection connectés au détecteur d'erreur de roulis et engendrant un signal de sortie lorsque le signal de sortie du détecteur de roulis dépasse un seuil d'erreur de roulis prédéterminé, le signal de sortie des moyens de détection demeurant présent jusqu'à ce que le signal de sortie du détecteur d'erreur de roulis change de signe, et (d) des moyens a d'alimentation connectés aux moyens de détection}qui qui alimentent un dispositif d'application d'un couple magnétique sous l'effet du signal de sortie des moyens de détection, afin que le champ magnétique qui est engendré par ce dispositif d'application d'un couple magnétique réagisse avec le champ magnétique terrestre pour produire un couple magnétique qui corrige la déviation de l'axe de tangage, pour changer l'orien- tation du vecteur de moment de rotation, sans modifier notablement le module de ce vecteur; caractérisé en ce que ledit dipôle magnétique est orienté selon un axe qui est perpendieu- laire à l'axe de tangage du satellite, qui se trouve dans le plan lacet/roulis, et qui fait un angle d'azimut prédéterminé par rapport à l'axe de roulis. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en te que le dispositif d'application d'un couple magnétique corr un premier élément orienté selon un axe parallèle à l'axe de roulis du satellite, et un second élément orienté selon un axe parallèle à l'axe de lacet du satellite, de façon à ce que la somme vectorielle des dipôles magnétiques produits par ces deux éléments fasse ledit angle d'azimut prédéterminj par rapport à l'axe de roulis.