La stabilisation inertielle d'un véhicule spatial, et en particulier d'un satellite, a déjà été proposée, not-am- ment dans les brevets NO 3 493 194 du 3 février 1970 et N" 3 270 985 du 6 octobre 1966 des Etats-Unis d'Amérique. Le premier de ces brevets décrit un mode de stabilisation à trois volants d'inertie dans une disposition trirectangulaire, tandis que le second brevet décrit un mode de stabilisation à un seul volant orientable par un opérateur. Parallèlement à ce problème de stabilisation se pose, en particulier sur un satellite, un second problème lié à la fourniture du courant électrique permettant d'assurer les servitudes du bord - d'une part, les cellules solaires habituellement mises en oeuvre pour ce faire sont bien utilisées dans les périodes d'insolation mais sont, par contre, inopérantes pendant les périodes d'ombre ; - d'autre part, la tension de bord doit rester sensiblement constante malgré les variations, soit du générateur par défaut d'ensoleillement ou vieillissement des cellules, soit de la charge. On a donc envisagé d'assurer le stockage de énergie solaire sous forme chimique, par accumulateur, ou sous forme mécanique, par volant d'inertie formant générateur. Les tentatives faites pour utiliser un volant d'inertie tout à la fois pour la stabilisation ainsi que pour le stockage et la restitution d'énergie se sont toutefois heurtées à certaines difficultés. En effet, un volant d'inertie unique fonctionnant, soit en génératrice, soit en moteur, produit des couples perturbateurs du fait de la variation constante de son moment cinétique et lion saint que la correction de cette variation est complexe à réaliser dans la pratique. De plus, la restitution du courant doit s'effectuer à tension sensiblement constante en tenant compte de la diminution de vitesse de la génératrice, ce qui complique encore le problème à résoudre. La présente invention concerne un procédé de stockage et de récupération cinétique énergie avec pilotage du véhicule spatial, qui réalise la double fonction recherchée, à sa voir : d'une part, le pilotage permanent dudit véhicule et, d'autre part, son alimentation électrique à tension sensiblement constante dans les périodes de non-fonctionnement des cellules solaires. Un tel procédé de stockage et de restitution d'énergie est en effet actuellement concevable de par les progrès réalisés dans la technique des paliers à faible frottement, notamment ceux magnétiques décrits dans la demande de brevet français NO 74 00190 déposée le 3 janvier 1974 par la Demanderesse ainsi que dans la technique de conception même du volant d'inertie, devant résister à de très fortes charges centrifuges, et qui est décrite dans la même demande. D'une manière générale, et selon les lois de la mécanique, un corps libre tel qu'un véhicule spatial se met en rotation lorsqu'un autre corps quiOlui est lié se trouve luimême mis en rotation. Le mouvement de rotation des deux corps est d'ailleurs lié par la relation -4 I = I'2' ou H = H' dans laquelle H' est ie moment cinétique du corps libre ou véhicule spatial. I' est son moment d'inertie. est est sa vitesse de rotation. H est le moment cinétique du corps tournant qui lui est lié. I est son moment inertie. > ) est sa vitesse dé rotation. Ainsi, tout corps tournant à bord d'un véhicule spatial, tel un moteur ou une génératrice électrique, entraine une rotation du véhicule et ce conformément à la loi sus-énoncée. La mise en oeuvre d'un tel principe peut bien entendu être utilisée pour piloter un véhicule spatial, mais 11absence occasionnelle de pilotage se traduit nécessairement par,un arrêt de la rotation du corps tournant, d'où la difficulté d'utiliser le même corps tournant tout à la fois en volant d'inertie et en génératrice électrique. Une telle difficulté peut toutefois être éliminée si, conformément à la présente invention, l'on dispose au moins deux corps tournants en contrevrotation de telle sorte que leur moment cinétique puisse, soit stannuler-si les vitesses de rotation sont identiques, soit, si ces vitesses sont différentes, laisser-apparaître un moment cinétique différentiel utilisable pour le pilotage. De la sorte, la rotation des machines étant continue, la génération du courant de bord peut être assurée tout en permettant le pilotage, tant dans la phase de stockage d'énergie durant la période de recherche de vitesse maximale que dans la phase de restitution d'énergie durant la période de défaut d'insolation des cellules solaires, par exemple. suivant une autre caractéristique de l'invention, on peut de même disposer de telles machines "électro-inertielles" selon plusieurs axes différents de manière à avoir ainsi un pilotage plus complet et un meilleur stockage d'énergie, tout en accroissant, par redondance des fonctions, la fiabilité de ltensemble. D r attres caractéristiques, avantages et particularités de l'invention ressortiront de la description qui en est donnée ci-après en référence aux dessins annexés, montrant comment, dans le cadre de l'invention, les machines de stockage et de restitution cinétique d'énergie peuvent être mises en oeuvre sur un satellite. Sur ces dessins la figure 1 est un graphique représentant un cycle donné de stockage et de restitution cinétique d'énergie avec pilotage sur un satellite du type géostationnaire la figure 2 est un schéma synoptique montrant la disposition des éléments constitutifs d'un ensemble de trois machines rendant possible la double fonction énergétique et de pilotage avec redondance la figure 3 est une vue schématique en perspective montrant la disposition possible d'tm ensemble de deux machines sur un satellite piloté selon un axe, sans redondance la figure 4 est une vue schématique en perspective montrant la disposition possible d'un ensemble de trois machines sur un satellite piloté selon un axe, avecredondance la figure 5 est une vue schématique en perspective montrant la disposition possible de deux-ensembles de trois machines sur un satellite piloté selon deux axes, avec redondance ; et la figure 6 est une vue schématique en perspective montrant la disposition possible de trois ensembles de deux machines sur un satellite piloté selon trois axes, avec redondance. Si l'on se reporte à la figure 1, sur laquelle sont portées en ordonnées les vitesses de rotation en tr/s et en abscisses les temps en h, on voit que la vitesse de rotation d'un ensemble de machines peut évoluer dans le temps selon le graphique representé. Dans un cas déterminé de satellite géostationnaire, le temps de stockage d'énergie est de l'ordre de 23 h et celui de restitution de l'ordre de 1 h. En choisissant un ensemble de deux machines pouvant tourner entre 300 tr/s (im - vitesse angulaire minimale) et 700 tr/s &commat;M - vitesse angulaire maximale) et en prenant un volant'd'inertie de l'ordre de 0,4 kg/m2 pour chaque machine, on voit que lorsque l'on impose une différence de vitesse Atb0 entre ces machines de l'ordre de 40 tr/s, on peut obtenirSpour le pilotage, un moment cinétique résultant H de 0,4 . 40 . 2n= = 100 Nms Par ailleurs, et si l'on considère que la force électromotrice d'une machine est proportionnelle à sa vitesse de rotation, on peut utiliser un convertisseur contihu-continu qui permet de suivre les fluctuations de la f.e.m. et d'utiliser la tension constante qui existe à bord du satellite. I1 est canoter que l'on peut également utiliser tout autre moyen permettant de conserver une tension sensiblement constante sur la barre bus, tant dans la phase d'alimentation par cellules solaires et de stockage d'énergie que dans la phase de restitution. La figure 2 montre l'un des points caractéristiques de l'invention selon que l'ensemble de machines comporte deux de ces machines, dans un concept de non-redondance, ou trois de ces machines, dans un concept redondant. En effet, chaque machine repérée par la référence générale 10A, lOB, 10C comporte fondamentalement une partie moteur 1, une partie générateur 2 et une partie formant volant d'inertie 3. Lorsque l'on associe deux de ces machines, 10A, 10B par exemple, en contre-rotation sur le môme axe 4, dans un ensemble repéré 20,et si ces machines ont rigoureusement les mêmes propriétés inertielles et électriques, on voit que,pour des vitesses de rotation identiques, les moments cinétiques vont s'annuler, et ce même si ces vitesses sont croissantes ou décroissantes dès l'instant où leurs variations restent constantes. Un tel ensemble 20 n'a toutefois pas de caractère de redondance dans le cas où I'une des machines vient à subir une défaillance. A cet effet, il peut être ajouté sur le même axe 4 et selon un autre ensemble repéré 30, une troisième machine 10C identique aux deux autres mais ne venant en fonctionnement que lors de- la défaillance de l'une des deux autres machines 1OA ou 1OB. Grâce à une électronique appropriée d'un type quelconque connu, comprenant un bloc d'asservissement 15 relié aux machines 10A, 10B et 10c, à une entrée 19 et à une sortie 16 électronique sur laquelle on reviendra en détail plus loin, on voit qu'au moment opportun une telle troisième machine 10C vient suppléer la machine défectueuse 10A ou lOB. I1 est à noter que le satellite est placé en situation de sauvegarde dans la période transitoire, c'est-à-dire sans pilotage et sous consommation électrique réduite. Sans entrer dans le détail d'un calcul de fiabilité, les cas sché-matisés sur les figures 3, 4, 5 et 6 peuvent être considérés corne ceux susceptibles d'applications pratiques les plus fréquentes. I1 est bien évident toutefois que ce choix n'est pas limitatif et que la présence d'un ensemble à deux ou trois machines en nombre convenable ne découle que du cas considéré impliquant le pilotage selon N axes. Si l'on se réfère par exemple à la figure 3, montrant l'implantation d'un ensemble 20 à deux machines lOA, 10B selon un axe a-a' parallèle et lié à un axe d'inertie O A du satel lite, on voit que l'on pourra faire effectuer une rotation dudit satellite autour de son axe O A conformément à la relation 31 I' dans laquelle A 2 représente la variation de la différence de vitesse de rotation des machines 10 10B, I le moment d'inertie de chaque machine, et I' le moment d'inertie du satellite selon O A. Le fonctionnement correct des machines est, dans tous les cas, assuré par le bloc d'asservissement 15 dont les fonctions sont les suivantes 10) - En phase moteur a) sans pilotage recherche de vitesse maxima uJ M pour A= O à par tir d'une tension U sensiblement constante sur la barre bus 16 connectée aux cellules solaires 18 b) avec pilotage définition de A2 pour H' donné en grandeur et sens par la logique de pilotage qui peut être par exemple un calculateur de bord 19 20) - En phase générateur a) sans pilotage fixation de la f.e.m.E sensiblement constante pour des vitesses de rotation A=O décroissan tes jusqu'à #m et diéventuelles charges varia m bles 17 sur le satellite b) avec pilotage définition de A D pour H' donné en grandeur et sens par la logique-du pilotage qui peut être le calculateur de bord 19 3") - En situation de sauvegarde avec configuration redondante a) définition de la logique majoritaire pour suppléer la machine défaillante b) mise en régime de la nouvelle machine. Les configurations schématisées sur les figures 4, 5 et 6 découlent du choix effectué en tenant compte du nombre d'axes à piloter et de la redondance à assurer. La figure 4 montre un ensemble repéré 30 à trois machines 10A, 10B, 10C, permettant la rotation du satellite selon l'axe O B, par variation différentielle de vitesse des machines selon l'axe b-b'. La figure 5 montre deux ensembles repérés 30A, 70B à trois machines 10A, 10B > 10 chacun permettant la rotation du satellite selon les axes O C et O D, par variation différentielle de vitesse des machines selon les axes c-c' et d-d'. La figure 6 montre trois ensembles repérés 20A, 20B, 20C à deux machines 10A, 10B chacun permettant la rotation du satellite selon les axes O E, O P, O G, par variation dif férentieile de vitesse des machines selon les axes e-e', f-f' et g-gt. Dans une configuration différente et en variante de cette figure 6, deux ensembles tels que 20A et 20B peuvent assurer la rotation du satellite selon les axes OE et OF, par variation différentielle des vitesses. I1 est évident qué le choix du nombre de machines -par ensemble ou ie nombre d'ensembles est déterminé par des considérations de redondance et/ou par le choix du nombre d'axes à contr81er qui peuvent être ou ne pas être les axes principaux d'inertie du satellite. De même, les blocs de contrôle peuvent mettre en oeuvre différents montages électroniques connus pour assurer leurs- fonctions. Enfin,' les machines peuvent être de tous types convenables dès l'instant où les fonctions moteur-générateur et inertielle sont assurées dans les conditions électriques requises notamment en ce qui concerne la stabilité de la tension-sur la barre bus du satellite. I-lva d'ailleurs de soi que la présente invention n'a été décrite et représentée qusà titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter des équivalences dans ses éléments constitutifs sans pour autant sortir du cadre de ladite invention, lequel est défini dans les revendications qui suivent. REVENDICATIONS 1. Procédé de stabilisation inertielle d'un véhicule spatial avec stockage et récupération cinétique d'énergie, caractérisé en ce quril consiste à disposer sur ledit véhicule au moins un ensemble de deux machines dynamo-électriques à volants d'inertie identiques tournant en contre-rotation sur le même axe et à asservir lesdites machines de telle sorte que ledit asservissement permet : dans la phase moteur et sans pilotage du véhicule, la recherche de la vitesse maximale de rotation des machines lorsque la variation de leur différence de vitesses est nulle et ce à partir d'une tension sensiblement constante sur une barre bus connectée à des cellules solaires ; dans la phase moteur et avec pilotage du véhicule,la recherche de la vitesse maximale de rotation des machines lorsque la variation de leur différence de vitesses est imposée par un moment cinétique du véhicule spatial défini en grandeur et en sens par la logique de pilotage et ce à partir d'une tension sensiblement constante sur la barre bus connectée aux cellules solaires ; dans la phase générateur et sans pilotage du véhicule, la fixation de la force électromotrice sensiblement constante sur la barre bus jusquià la vitesse minimale de rotation des machines pour une variation de la différence de vitesses nulle ; dans la phase générateur et avec pilotage du véhicule, -la fixation de la force électromotrice sensiblement constante sur la barre bus jusqu'à la vitesse minimale de rotation des machines pour une variation dé la différence de vitesses Xmpo- sée par un moment cinétique du véhicule spatial défini en gran deur et en sens par la logique de pilotage. 2. Procédé de stabilisation inertielle d'un véhicule spatial avec stockage et récupération cinétique d'énergie selon la revendication 1, caractérisé en ce que, dans une configuration redondante, l'ensemble comporte trois machines dont l'une normalement inactive peut suppléer l'une des deux machines défaillantes grâce à un bloc dtassezaissement dont les fonc-- tions permettent la définition d'une logique majoritaire, la mise en régime de la nouvelle machine et la mise en situation transitoire de sauvegarde,/du véhicule comportant une absence de pilotage et une consommation électriqué minimale. 3. Véhicule spatial stabilisé et alimenté selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le pilotage du véhicule spatial peut s'effectuer selon un axe. 4. Véhicule spatial stabilisé et alimenté selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, capactérisé en ce que le pilotage du véhicule spatial peut s'effectuer selon deux axes. 5. Véhicule spatial stabilisé et alimenté selon Itune quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le pilotage du véhicule spatial peut s'effectuer selon trois axes. 6. Véhicule spatial stabilisé et alimenté selon la revendication 5, caractérisé en ce que les trois axes sont les axes principaux d'inertie dudit véhicule.